Сравнительный анализ средств улучшения взлетно-посадочных характеристик транспортных самолетов тема диссертации и автореферата по ВАК РФ 05.07.02, кандидат технических наук Арджоманди, Мазияр

• Арджоманди, Мазияр
• кандидат технических наук
• 1999

Оглавление диссертации кандидат технических наук Арджоманди, Мазияр

Оглавление

Основные обозначения, сокращения и индексы

Введение

Глава 1. Систематизация средств улучшения взлетно-посадочных характеристик самолета и отбор альтернативных

вариантов

1.1. Обзор существующих средств улучшения взлетно-посадочных характеристик самолета

1.2. Классификация средств улучшения средств улучшения взлетно-посадочных характеристик самолета

1.3. Выбор рассматриваемых технических решений

1.4. Выводы по главе

Глава 2. Описание метода и структуры моделей решения задачи выбора средств улучшения взлетно-посадочных характеристик

самолета

2.1. Математическая постановка задачи

2.2. Метод решения задачи

2.3. Описание субмоделей

2.3.1. Весовая модель

2.3.2. Аэродинамическая модель

2.3.3. Модель устойчивости и управляемости

2.3.4. Динамическая модель взлета самолета

2.3.5. Динамическая модель посадки самолета

2.4. Тестирование результатов применения моделей

2.5. Выводы по главе

Глава 3. Улучшения взлетно-посадочных характеристик

самолета с помощью традиционных средств

3.1. Анализ эффективности применения традиционных видов механизации крыла

3.2. Упрощенная формула для определения взлетной массы магистральных пассажирских самолетов на этапе предварительного проектирования

3.3. Выводы по главе

Глава 4. Улучшение взлетно-посадочных характеристик

самолета с помощью управления вектором тяги двигателей

4.1. Анализ эффективности поворота крыла с установленными на нем двигателями для сокращения взлетной дистанции транспортного самолета

4.1.1. Предыстория применения поворота крыла

4.1.2. Постановка задачи

4.1.3. Метод решения задачи

4.1.4. Варианты решения задачи

4.1.5. Анализ результатов решения задачи

4.2. Анализ эффективности поворота вектора тяги двигателей для сокращения взлетной дистанции транспортного самолета

4.2.1. Предыстория применения поворота вектора тяги

4.2.2. Постановка задачи

4.2.3. Метод решения задачи

4.2.4. Варианты решения задачи

4.2.5. Анализ результатов решения задачи

4.3. Выводы по главе

Глава 5. Улучшение взлетно-посадочных характеристик

самолета с помощью энергетических средств механизации

5.1. Анализ эффективности применения системы обдувки верхней части крыла струями двигателей

5.1.1. Предыстория, предлагаемая концепция самолета

5.1.2. Основные изменения используемых субмоделей

для рассматриваемого самолета

5.1.3. Методика оценки затрат на обеспечение устойчивости и балансировки самолета рассматриваемой конфигурации

5.1.4. Результаты расчета

5.2. Анализ эффективности применения закрылков с двойной кривизной для управления циркуляцией крыла

5.2.1. Предыстория, предлагаемая концепция самолета

5.2.2. Основные изменения используемых субмоделей

при анализе эффективности самолета

5.2.3. Результаты расчетов

5.3. Области рационального применения различных средств улучшения взлетно-посадочных характеристик

5.4. Выводы по главе

Выводы

Список используемых источников

Приложения

Основные обозначения. сокращения и индексы

Основные обозначения

а, - относительная величина, удельное значение части а1 в долях целого - а;

Р - тяговооруженность;

Р - тяга двигателей;

р - удельная нагрузка на крыло;

Су - коэффициент подъемной силы;

Сх - коэффициент лобового сопротивления;

I - длина, дальность полета;

т - масса, степень двухконтурности, массовый расход;

V - скорость, объем;

а - ускорение;

/ - коэффициент трения;

СР - коэффициент расхода топлива;

5 - площадь поверхности; X - удлинение; т] - сужение;

X - угол стреловидности по 1/4 хорд;

с - относительная толщина; / - размах; Ъ - хорда; Н ,Ь - высота;

1/2 - безопасная скорость взлета; а - угол атаки;

К - аэродинамическое качество; 0 - угол наклона траектории;

п - количество;

IV - скорость истечения газа;

Ф - угол между вектором скорости газа и осью двигателя; угол поворота крыла; М - число Маха, момент; й - диаметр;

$ - угол отклонения струи относительно хорды профиля; Су - производная подъемной силы по углу х; Сц - коэффициент импульса выдуваемой струи;

% - степень сжатия; А - приращение; 5 - толщина.

Сокращения

ЛА - летательный аппарат;

ЛТХ - летно-технические характеристики;

ВПП - взлетно-посадочная полоса;

ВПХ - взлетно-посадочные характеристики;

СУ - силовая установка;

КУЦ - крыло с управляемой циркуляцией;

НЛГС - нормы летной годности самолетов;

СКВП - самолеты короткого взлета и посадки;

СВВП - самолеты вертикального взлета и посадки;

УПС - управление пограничным слоем;

Щ - щелевая механизация крыла;

Ф - механизация Фаулер.

Индексы

О - начальное значение величины, взлетная величина;

к - конечное значение величины, круг, кресло, конструктивный,

компрессор;

р - расчетное значение;

тах - максимальное значение;

min - минимальное значение;

ср - осредненное значение;

раз - разбег;

проб - пробег;

взл - взлетный;

пос - посадочный;

отр - отрыв;

наб - набор;

пл - планирование;

з.п. - заход на посадку;

возд - воздушный участок;

г - главная стойка шасси, газа;

п - передняя стойка шасси, предкрылок;

з - закрылок;

кр - крыло, крейсерский;

ф - фюзеляж, фактическое значение;

дв - двигатель;

с. у. - силовая установка;

об - оборудование и снаряжение;

оп - оперение;

г.о. - горизонтальное оперение; в. о. - вертикальное оперение; ш - шасси, шумопоглощающий; п.н.ш. - подъем носовой опоры шасси; вк - входная кромка;

рев - с учетом реверса тяги, реверсивное устройство;

с - сопло, силовой;

к.н. - коммерческая нагрузка;

обд - обдувка, обдуваемая часть;

необд - не обдуваемая часть;

пас - пассажир;

мех - механизация;

юг - изгиб;

эл - элемент;

кол - колесо;

сух - сухой;

мокр - мокрый;

зап - запаздывание;

доп - допустимый;

уст - установочный;

опт - оптимальный;

без - безопасный;

в - вентилятор, воздух;

тп - трубопровод;

спв - система подвода воздуха.

Введение диссертации (часть автореферата) на тему «Сравнительный анализ средств улучшения взлетно-посадочных характеристик транспортных самолетов»

Введение

Улучшение ВПХ самолетов является одним из актуальнейших направлений развития авиации. Оно может быть исследовано по двум направлением: это - создание самолетов, способных совершить взлет и посадку на укороченных ВПП, и изучение возможности увеличения взлетной массы самолета без изменения характеристик, входящих в авиационную транспортную систему аэродромов. Рассмотрим причины актуальности задачи улучшения ВПХ самолетов и основные проблемы, которые возникают при решении этой задачи. Вначале рассмотрим актуальность создания СКВП, который можно отнести к самолетам с улучшенными ВПХ.

На начальных этапах в создании СКВП видели решение таких проблем гражданского воздушного транспорта, как перегруженность аэропортов, задержки вылетов, трудности доставки пассажиров в аэропорт, высокий уровень шума в районе аэропортов и др. Однако, анализ результатов применения СКВП в средине 60-х и 70-х годов показывает, что основными препятствиями развития данной концепции в большой степени являются большая стоимость разработки СКВП и необходимость изменения существующей инфраструктуры.

Даже в том случае, если разрабатывается усовершенствованная система, обеспечивающая совершение укороченного взлета и посадки, большая стоимость разработки СКВП и увеличение массы пустого снаряженного самолета может стать причиной того, что при равной производительности, которая определяется произведением крейсерской скорости на полезную нагрузку, он уступает самолеты обычного типа по стоимости (см. рис. 1).

Эта ситуация усугубляется еще и тем, что на начальных этапах развития СКВП из-за отсутствия соответствующих СУ и, как вследствие, трудности достижения относительно большой крейсерской скорости, с ростом дальности полета их экономические характеристики ухудшаются. Несмотря на отмеченные недостатки, интерес к СКВП не ослабевает. Это объясняется тем, что даже при перечисленных условиях экономия времени доставки пассажиров и грузов, достигаемая благодаря использованию СКВП за счет уменьшения времени сообщения с аэропортами, определяемого специфическими местными условиями, является важнейшей основой для того, чтобы они разрабатывались и применялись и в будущем. Тем более, в настоящее время, благодаря применению более усовершенствованной СУ и увеличению крейсерской скорости СКВП, область их применения по дальности также может быть расширена (см. рис. 2).

Создание СКВП является весьма актуальной задачей и ддя военной авиации. По мнению многих экспертов, одним из основных новых свойств, которым будет обладать боевая авиация начала XXI века, является обеспечение взлета и посадки на поврежденных взлетно-посадочных и более укороченных площадках, что и доказывалось в ходе последних войн. Подтверждением этого в последнее время является проведение интенсивных исследований в области анализа и разработки эффективных средств сокращения взлетной и посадочной дистанций.

£ 1,5

о

4

х~

с;

5

О

о

Ь 0,5

0

...........г -4 з / Ж- V/ / М / / /* #..... г

/ о : - /О/ ® - СО 7 /г ?

// г.....

0 2x10 4x10 Производительность, кгс.км/ч

Рис. 1. Зависимость стоимости ЛА от их производительности [34]

600

^ 500

сг

§ 400

с

£ зоо

о

X

с 200

га

СГ

100 0

0 12 3 4

Время поездки между центрами городов, ч

Рис. 2. Зависимость времени поездки между центрами городов от дальности между ними при использовании СКВП, самолетов обычного

типа и автомобильного транспорта

В этих условиях появится возможность использования накопившегося опыта при разработке военных СКВП для создания транспортных СКВП и гражданского, и военного назначения. Как правило, обычно новые научно-технические решения первоначально внедряются в военной авиации, а затем эти решения применяются на гражданских самолетах (см. табл. 1). Это приводит к снижению степени технического риска и материальных затрат при создании

гражданских самолетов.

Новые научно-технические решения Годы внедрения

Военная авиация Гражданская авиация

Турбореактивный двигатель 1941 1949

Турбовинтовой двигатель 1952 1957

Стреловидное крыло 1947 1954

Инерциальное навигационные системы 1963 1967

Бортовые цифровые вычислительные машины 1957 1967

Таблица 1. Результаты военных НИОКР, использованные в гражданской авиации [65]

Таким образом, в ближайшем будущем можно ожидать появления высокоэффективных транспортных СКВП как гражданского, так и военного назначения.

Научно-технические достижения, накопленные при исследовании и разработке СКВП могут найти применения для решения актуальной для транспортной авиации задачи создания самолетов с улучшенными ВПХ. Известно, что во многих странах, в частности в России, более 50% грузопотока осуществляется на линиях, использующих аэродромы с длиной ВПП около 700-1500м. Поэтому появление на этих линиях транспортных самолетов, ЛТХ которых близки к ЛТХ существующих магистральных самолетов, но с улучшенными ВПХ существенно повисит эффективность воздушного транспорта. Понятно, что улучшение ВПХ самолета приводит к некоторому увеличению стоимости вновь создаваемых самолетов, однако, объем продаваемых самолетов одного типа напрямую зависит от области его применения, которая во многом определяется ВПХ самолета, т.е. зависит от характеристик аэропортов. Расширение области возможного применения самолета, естественно, приводит к увеличению количества продаваемых самолета на рынке, что также влияет на стоимость самолета и его конкурентоспособность.

Вторым аспектом, определяющим актуальности проблемы улучшения ВПХ самолета является то, что в последние годы по данным ИКАО [18] произошло некоторое изменение требований к магистральным самолетам (см. рис. 3). Основными причинами этого изменения являются, во-первых, потребность в дальнейшем возрастании пассажировместимости из-за ощутимой перегрузки аэропортов; во-вторых, необходимость увеличения дальности полета из-за интенсивного экономического и политического развития «удаленных» стран; в-третьих, потребность в улучшении

аэродинамических характеристик самолета при взлете и посадке из-за трудности изменения параметров существующей сети аэропортов. Последнее можно считать наиболее трудной проблемой создания новых магистральных пассажирских самолетов большой пассажировместимости с большой дальностью полета. Отсутствие решения этой проблемы равносильно невозможности эксплуатации этих самолетов и поэтому ей уделяется особое внимание.

450

1991-1995 1995-2000 2000-2005 2006-2010

Годы поставок

Рис. 3. Пассажировместимость современных и перспективных

самолетов [9]

Данная работа посвящена решению задачи определения рациональных зон применения различных средств улучшения ВПХ применительно к магистральным пассажирским самолетам с турбореактивными двигателями, обладающим сравнительно большой крейсерской скоростью (VKp = 750-• -850км/ч).

Внедрение эффективных путей сокращения ЬВПП на ближних

магистральных пассажирских самолетах помогает также более корректно решить эту проблему и для дальних магистральных пассажирских самолетов.

Рассмотрим основные факторы, влияющие на Ьвпп. Как известно, потребная 1тп самолета определяется значениями его

основных параметров - и /)0, а также реализуемым значением СУтах. Увеличение Ро и снижение р0 ведет к сокращению Ьвпп, однако такой путь связан с увеличением массы пустого снаряженного самолета, а также расхода топлива и, как следствие, с ухудшением его показателей транспортной эффективности. Графическая интерпретация функциональных зависимостей между Ьвпп, т0 и

параметрами Ро,р0 при постоянном СУтах показан на рис. 3.

2400 2000

41 39

"ВПП1600 [М] 1200

1600 впп 1200 [М] т0

5500 4500

0,3 'Х' 3500 0,25 2500

Ро[па]

0,25

ьвпп =/(р о >Р>С:

7тах

т.

= /'(>о,р,С7тах,...)

Рис. 3: Функциональная зависимость Ьвпп и т0 от Ро, р0 при

постоянном С

Утах

Альтернативным способом сокращения ЬВПП является повышение несущей способности крыла (коэффициента СГтах) на взлетно-посадочных режимах за счет применения более эффективной

<_> ГТ1 «_» ' _

системы увеличение подъемной силы. Такой способ, как правило, также связан с усложнением конструкции крыла и увеличением его массы, а также ростом стоимости самого самолета, которая непосредственно связана с его взлетной массой. Поскольку влияние перечисленных факторов на т0, с одной стороны, и их влияние на

X

ВПП '

с другой стороны, носят нелинейный и противоречивый

характер, можно предположить, что, в зависимости от требований к

Ьшп, существует рациональное сочетание параметров Ро, р0 и вида

о

средств улучшения ВПХ, при которых т0 будет наименьшим. Задача поиска этого рационального сочетания является оптимизационной. Использование критерия оптимальности т0 обосновано тем, что при прочих равных условиях, самолет, имеющий меньшую т0 будет наиболее рациональным.

Для решения этой задачи необходимо определить функциональные зависимости изменения т0 от Ьвпп для

оптимальных значений Р() и р0 при выбранных альтернативных способах улучшения ВПХ. Это позволит выявить рациональные по критерию минимума т0 области применения различных способов в

зависимости от Ьвпп, что и является основной целью данной работы. Реализация этой цели повышает эффективность вновь разрабатываемых самолетов за счет выбора их рациональных параметров, а также приводит к снижению трудоемкости и сокращению стоимости и сроков проектирования.

Для достижения поставленной цели в диссертации необходимо решить следующие задачи:

1. Провести систематизацию существующих и перспективных средств улучшения ВПХ самолета и отобрать среди них альтернативные варианты, приемлемые для рассматриваемого класса самолетов.

2. Подготовить программный комплекс и разработать методику, обеспечивающую системный подход для проведения сравнительного анализа альтернативных средств улучшения ВПХ.

3. Разработать необходимые модели, используемые в программном комплексе формирования облики транспортного самолета рассматриваемого класса.

4. Провести параметрический анализ и выявить зоны рационального применения различных средств улучшения ВПХ для выбранных альтернативных вариантов.

Первая глава данной работы посвящена решению первой из вышеперечисленной задачи. В ней рассмотрены возможные технические решения, используемые для улучшения ВПХ и осуществлена их классификация, а также отобраны наиболее приемлемых технических средств для решения поставленной задачи.

Решению второй и третей задач посвящена вторая глава диссертации. Для этого проведен поиск приемлемых теоретических методов и подтвержденных экспериментальных данных с целью разработки методики и моделей, позволяющих не только находить оптимальные результаты, но и рассматривать влияние того или иного фактора на их изменения. При разработке субмоделей, по мере необходимости, доработаны основные расчетные формулы и в некоторых случаях разработаны новые более чувствительные к изменению параметров уравнения.

В третей главе анализируются результаты применения традиционных способов улучшения ВПХ самолета. При этом рассматриваются следующие факторы: увеличение Р{), уменьшение р{) и увеличение С7тах крыла при помощи различных средств неэнергетических механизаций. Анализ результатов позволяет выявить зоны рационального применения каждого вида механизации. На основе обработки результатов численного

моделирования получена формула для определения начального приближения т0 в функции от предъявляемых к самолету требований по ь , ткн и Ьвпп, характеризующаяся высокой точностью.

В четвертой главе рассматривается влияние управления вектором тяги двигателей на взлетную дистанцию самолета. В качестве системы управления вектором тяги двигателей рассматриваются поворот крыла вместе с установленными на нем двигателями и поворот вектора тяги двигателей при помощи отклонения органов механизации и появления эффекта Коанда. Для решения поставленных задач разработана численная модель динамики взлета, позволяющая провести моделирование взлета при различных программах отклонения вектора тяги двигателей. В результате показывается, что поворот крыла вместе с установленными на нем двигателями для рассматриваемом классе самолета мало влияет на взлетную дистанцию самолета, а поворот вектора тяги двигателя при помощи отклонения механизаций и появления эффекта Коанда более эффективно улучшает ВПХ самолета. Кроме того, были выявлены рациональные программы отклонения вектора тяги двигателя, обеспечивающие наибольший эффект.

В пятой главе рассматриваются способы улучшения ВПХ самолета при помощи управления пограничным слоем и циркуляцией, такие как: обдувка верхней поверхности крыла и комбинированное применение обдувки верхней поверхности крыла и системы управления циркуляцией при помощи закрылков с двойным радиусом. Для решение этих задач, на основе анализа опубликованных результатов теоретических и экспериментальных исследований по данным способам, осуществляется доработка используемых для решения задачи субмоделей. Результаты

показываются в виде графиков, отображающих зоны рационального применения этих систем по критерию минимума взлетной массы. В этой же главе, на основе полученных в предыдущих главах результатов, определяются зоны рационального применения всех рассматриваемых способов улучшения ВПХ самолета - традиционных видов механизации крыла, управления пограничным слоем и крыла с управлением циркуляцией.

В заключительном разделе сформулированы общие выводы по диссертационной работе и рекомендации по применению той или иной системы улучшения ВПХ самолета.

В приложении представлен листинг программного комплекса, использованного для анализа и решения вышеперечисленных задач.

Научной базой и методологической основой решения поставленных задач служат результаты теоретических и экспериментальных исследований Московского Авиационного Института, Центрального Аэрогидродинамического Института, American Institute of Aeronautics and Astronautics, NASA Ames Research Center, David Taylor Naval Ship Research and Development Center, Tokyo National Aerospace Laboratory, Avions Marcel Dassault Breduet Aviation и т.д.

В этой связи, были использованы известные теоретические и экспериментальные работы. Работы Л.П. Федорова, Р.В. Козина, Г.М. Лосева [61], [30], [60], М.Г. Котика [32], А.Ф. Бочкарева [11], J.M. Zabinsky [104] и др. - в области динамики взлета и посадки; работы Г.А. Колесникова [10], Г.С. Бюшгенса [9], Н.Ф. Краснова, В.Н. Кошевого, В.Т. Калугина [33], Ю.С. Михайлова, Ю.Т. Степанова [40], [41], D.J. Marsden [92] и др. - в области аэродинамики самолета и механизированного крыла; работы В.П.

Бабкина, Е.Е. Бобыры, JI.H. Теперины [12], A.A. Борина [16], A.B. Петрова, В.В. Шеломовской [50], Е.М. Золотько [27], R.J. Englar,

G.G. Husan, M.J. Smith, S.M. Kelley, R.C. Rover, L.A. Trobaugh, R.A. Hemmerly, A.J. Pugliese, M.W. Williams, [77], [78], [79], [80], [81], [95], C.E. Ian, J.F. Campbell, J. Fillman [88], [89], W.C. Sleeman, W.C. Hoblweg [90] и др. [68], [70], [71], [72], [75], [76], [83], [86], [94], [98], [100], [102], [103] - в области системы внешней обдувки крыла и управления циркуляцией; работы С.М. Егера, В.Ф. Мишина, Н.К. Лисейцева, A.A. Бадягина, В.В. Володина, В.З. Максимовича [46], [50], Э. Торенбика [59], И.Н. Колпакчиева [31], В.Ф. Павленко [48], В.Г. Ененкова, A.JI. Клячкина, B.C. Короткова, В.М. Супруна [2], В.М. Шейнина, В.И. Козловского [64], А.Я. Горячего [22], M. Maita,

H. Fujieda [91], G. Ricard, J. Czinczenheim [74], [96] и др. [39], [97], [105] - в области методологии проектирования самолетов, специфических аспектов проектирования самолетов короткого взлета и посадки и весового проектирования самолетов. Анализ вышеперечисленных работ приводится в соответствующих главах.

Теоретические положения и результаты проведенных исследований автора по созданию обобщенного метода комплексной оценки систем улучшения ВПХ самолета изложены в ряде научных публикаций [5], [6], [7].

Заключение диссертации по теме «Проектирование, конструкция и производство летательных аппаратов», Арджоманди, Мазияр

Выводы

1. Предложенная система классификации технических решений улучшения ВПХ самолета, построенная на основе использования в качестве корневого признака изменения параметров или конфигурации агрегатов самолета, практически содержит в себе все возможные технические решения, улучшающие ВПХ самолета. Проведение сравнительного анализа зон применения принятых решений позволяет определить эффективность этих решений.

2. Разработанный на основе предложенной блок-схемы и доработки необходимых субмоделей программный комплекс формирования облика дозвукового транспортного самолета обеспечивает требуемый на ранних этапах проектирования уровень точности результатов (по взлетной массы меньше 4%, по коэффициенту подъемной силы около 10% и по длине ВПП около 6%), что позволяет использовать его для проведения параметрического анализа и оптимизации параметров исследуемого класса самолетов.

3.Предложенная полуэмпирическая формула для определения взлетной массы транспортных самолетов данного класса на начальных этапах проектирования, не только обладает сравнительно большой точностью (меньше 5%), что позволяет уменьшить количество итерации при решении уравнения весового баланса, но и позволяет определить массовые затраты самолета при изменении длины ВПП, массы коммерческой нагрузки или количества пассажиров и расчетной дальности.

4. Сравнительный анализ традиционных видов механизации задней кромки крыла показывает, что с ростом длины ВПП, нагрузка на крыло начинает расти с большим градиентом до значения, зависящего от условий крейсерского полета, а тяговооруженность со сравнительно меньшим градиентом уменьшается до значения, потребного для взлета самолета с одним отказавшим двигателем. При этом взлетная масса самолета уменьшается, что позволило выделить области рационального (по минимуму взлетной массы) применения разных видов механизации задней кромки крыла в зависимости от требований к потребной длины ВПП.

5.Проведенный анализ оценки эффективности отклонения на взлете вектора тяги путем поворота крыла, на котором установлены двигатели, применительно к дозвуковым транспортным самолетам показывает, что применение этого решения из-за ограничения по углу отклонения крыла, определяемого срывом потока, практически не дает положительного результата - максимальное значение снижения дистанции разбега составляет всего 2-3%.

6. Отклонение на взлете вектора тяги двигателей дозвукового транспортного самолета позволяет снизить дистанцию разбега на 2237%, что позволяет рассматривать его в качестве альтернативного решения.

7.Анализ оценки эффективности применения обдувки верхней поверхности крыла и закрылков на дозвуковых транспортных самолетах показывает, что применение этой системы при длине ВПП меньше 700-800м приводит к снижению взлетной массы самолета по сравнению с применением традиционных видов механизации.

8.Оценки эффективности совместного применения управления циркуляцией при помощи закрылков с двойным радиусом и обдувки верхней поверхности крыла и закрылков на дозвуковых транспортных самолетах показывает, что применение этой системы приводит к снижению взлетной массы самолета по сравнению с применением традиционных видов механизации и обдувки верхней поверхности крыла лишь при длине ВПП меньше 400м.

9.Полученные результаты позволяют более обоснованно решить задачу выбора рационального вида механизации транспортных самолетов. Предложенный в работе подход может быть использован также для других классов самолетов в том числе дальне-магистральных самолетов большой пассажировместимости.

Список литературы диссертационного исследования кандидат технических наук Арджоманди, Мазияр, 1999 год

Список используемых источников

1. Авиационные правила. Част 25. Нормы летной годности самолетов транспортной категории. Межгосударственный авиационный регистр. 1994.

2. Авиационные эжекторные усилители тяги./ В.Г. Ененков, A.J1. Клячкин, B.C. Коротков, В.М. Супрун; под ред. A.JI. Клячкина. - М.: Машиностроение, 1980 . 135 с.

3. Авиация: Энциклопедия./ Гл. ред. Г.П. Свищев. М.: Большая Российская Энциклопедия, 1994. 736 с.

4. Аралов Г.Д., Рябов В.А. Магистральные пассажирские самолеты.// ГосНИИ ГА. - 1989. 43 с.

5. Арджоманди М. Влияние требований по длине взлетно-посадочной полосы на выбор типа механизации магистральных самолетов.// Вестник МАИ. - 1998. - №. 3. - с. 92-97.

6. Арджоманди М. Оценка эффективности поворота крыла с двигателями для улучшения ВПХ транспортного самолета.// Авиационная Техника. - 1999. - №. 1.-8 с.

7. Арджоманди М., Лисейцев Н.К. Об эффективности поворота вектора тяги двигателей для сокращения взлетной дистанции транспортного самолета.// Авиационная Техника. - 1999.- №. 2,- 4 с.

8. Арепьев А.Н. Концептуальное проектирование магистральных пассажиров самолетов; Выбор схемы и параметров. М.: МАИ, 1996.-95с.

9. Аэродинамика и динамика полета магистральных самолетов./ Г.С. Бюшгенс, Г.А. Павловец, Г.А. Юдин и др.; под ред. Г.С. Бюшгенса. - Москва, Пекин.: Издательский отдел ЦАГИ и Авиаиздательство КНР, 1995, 772 с.

10. Аэродинамика летательных аппаратов./ Г.А. Колесников, В.К. Марков, A.A. Михайлок и др. Под ред. Г.А. Колесникова. - М.: Машиностроение, 1993. - 544 с.

11. Аэромеханика самолета./ А.Ф. Бочкарев, В.В. Андреевский, В.М. Белоконов, В.И. Климов, В.М. Туранин, под ред. А.Ф. Бочкарева. - М.: Машиностроение, 1985. - 360 с.

12. Бабкин В.И., Бобырь Е.Е., Теперина JI.H. Изменение подъемной силы и сопротивления крыла, обдуваемого по части размаха струей за соосными винтами.// Труды ЦАГИ. - 1996. - Вып. 2588. - с. 20-35.

13. Бадягин A.A., Егер С.М., Мишин В.Ф., Склянский Ф.И., Фомин H.A. Проектирование самолетов. М.: машиностроение, 1972.-516с.

14. Берне Л., Подольный Е. Диковинная птица скопа-конвертоплан «Оспри».// крылья родины,- 1996.- № 5.- с. 29-30.

15. Бехтир В.П. Практическая аэродинамика самолета ЯК-42.-М.: Транспорт, 1989.- 190с.

16. Борин A.A. Влияние обдувки частей самолета струей винта на характеристики разбега и взлета.// Труды ЦАГИ. - 1970. - Вып. 1278.

- с. 1-15.

17. Борисов А.И. Метод оценки взлетных характеристик самолета с ТРД с помощью статистических зависимостей.// Техника воздушного флота. - 1993. - №. 2-3(602). - с. 16-20.

18. Бюшгенс Г.С. Авиация в XXI веке.// Техника воздушного флота. - 1990. - №. 1(487). - с. 3-20.

19. Вопросы компоновки пассажирских самолетов./ В.А. Киселев

- М.: Изд. МАИ, 1977. 74с.

20. Гермейр Ю.Б. Введение в теорию исследования операций. М.: Наука, 1971.- 383с.

21. Гиммельфарб A.J1. Проектировочный расчет потребного запаса топлива и полного веса самолета.// Труды МАИ. - 1959. - вып. 108, с. 37-40.

22. Горячий А.Я. Определение массы выдвижных закрылков Фаулера для неманевренных самолетов.// Труды ЦАГИ. - 1977. -Вып. 1880. - с. 3-30.

23. Двигатели для малошумных самолетов с малой длиной разбега и пробега. Обзоры и рефераты по материалам иностранной печати. Техническая Информация ЦАГИ. №. 15. - 1972.- с. 28-30.

24. Долженков H.H., Куприков М.Ю., Лисейцев Н.К., Максимович В.З. Особенности структуры формирования облика самолета короткого/вертикального взлета и посадки на этапе внутреннего проектирования и автоматизация процесса компоновки.// Техника воздушного флота. - 1993. - №. 1(603). - с. 24-35.

25. Егер С.М., Лисейцев Н.К., Самойлович О.С. Основы автоматизированного проектирования самолетов. - М.: Машиностроение, 1986. - 232с.

26. Житомирский Г.И. Конструкция самолетов; Учебник для студентов авиационных специальностей вузов. 2е Изд., перераб. и доп. - М.: Машиностроение. 1995. - 416с.

27. Золотко Е.М. Приближенный расчет дополнительной подъемной силы при обдувке крыла струей от винтов.// Труды ЦАГИ. - 1973. - Вып. 1452. - с. 12-26.

28. Изучение самолетов КВП с обдувом верхней поверхности крыла реактивными струями двигателей (программа QSRA и другие

зарубежные исследования). Обзоры и рефераты по материалам иностранной печати. Техническая информация ЦАГИ.- № 1. (1455). - 1983.- с. 1-8.

29. Интерференция струй реактивных двигателей с элементами ЛА. Обзоры ЦАГИ, № 570. - М.: 1979. 145с.

30. Козин Р.В., Лосева Т.М., Федоров Л.П. Расчет характеристик полного взлета самолета.// Труды ЦАГИ. - 1994. - Вып. 2547. - с. 1622.

31. Колпакчиев И.Н. Проблемы короткого взлета самолета. - М.: Машиностроение, 1978. - 160с.

32. Котик М.Г. Динамика взлета и посадки самолетов. - М.: Машиностроение, 1984. - 256с.

33. Краснов Н.Ф., Кошевой В.Н., Калугин В.Т. Аэродинамика отрывных течений. - М.: Высшая школа, 1988. 496с.

34. Левин М.А. Будущее самолетов КВП.// Техническая информация ЦАГИ - 1975. - №. 16. - с. 23-27.

35. Лигум Т.И. Аэродинамика самолета Ту-134А-3 (Б-3).- М.: Транспорт, 1987.- 261с.

36. Лисейцев Н.К. Об укороченном взлете самолетов с реактивными двигателями.// Самолетостроение и техника воздушного флота. - 1967. - Вып. 10.- с. 1-11.

37. Лисейцев Н.К., Максимович В.З. Отчет о научно-исследовательской работе «Исследование концепции самолета вертикального взлета и посадки с газодинамической струйной системой обеспечения устойчивости и управляемости на всех режимах полета», этап 4.// МАИ. - 1993. - 24с.

38. Матвеенко А.М., Бекасов В.И. Системы оборудования ДА. -М.: Машиностроение. - 1995. - 496с.

39. Микедадзе В.Г., Михайлов Ю.С., Федоров Л.П. Исследование аэродинамических и летно-технических характеристик самолетов общего назначения.// Техника воздушного флота. - 1993. - №. 4-6. -с. 1-21.

40. Михайлов Ю.С., Степанов Ю.Г. Экспериментальное исследование выдвижного закрылка на крыльевом профиле умеренной толщины.// Труды ЦАГИ. - 1978. - Вып. 1897. - с. 14-36.

41. Михайлов Ю.С., Степанов Ю.Г. Экспериментальное исследование двухщелевого предкрылка на прямоугольном крыле в аэродинамической труде Т-102 ЦАГИ.// Труды ЦАГИ. - 1994. - Вып. 2550. - с. 3-13.

42. Мишин В.П. Отчет о научно-исследовательской работе «Проектные исследования перспективных транспортных самолетов с реактивными органами управления», этап 8.// МАИ. - 1997. - 23с.

43. Нормы летной годности гражданских самолетов СССР. Издание второе. Междуведомственная комиссия по нормам летной годности гражданских самолетов и вертолетов СССР. 1974.

44. Объединение систем обдува верхней поверхности крыла и управления циркуляцией для увеличения подъемной силы. Обзоры и рефераты по материалам иностранной печати. Техническая Информация ЦАГИ. - № 10. - 1984. с. 10-16.

45. Оптимизация системы управления циркуляцией на самолетах с коротким взлетом и посадкой. Обзоры и рефераты по материалам иностранной печати. Техническая Информация ЦАГИ. - №. 11. -1984. - с. 5-13.

46. Особенности проектирования реактивных самолетов вертикального взлета и посадки./ В.В. Володин, Н.К. Лисейцев, В.З. Максимович; Под ред. С.М. Егера. - М.: Машиностроение, 1985. -224с.

47. Оценка взлетных характеристик самолета QSRA. При уменьшенном уровне тяги двигателей. Обзоры и рефераты по материалам иностранной печати. Техническая Информация ЦАГИ. №. 1.(1455). - 1983. - с. 17-23.

48. Павленко В.Ф. Силовые установки с поворотом вектора тяги в полете. - М.: Машиностроение, 1987. - 200с.

49. Павлов Л.С. Расчет взлетной и посадочной дистанций самолета с высокой тяговооруженностью и эффективными средствами торможения.// Техника воздушного флота. - 1995. - №. 3-4(614-615). - с. 21-28.

50. Петров A.B., Шельмовская В.В. Метод расчета коэффициента импульса струи, потребного для ликвидации отрыва потока на профиле крыла.// Труды ЦАГИ. - 1979. - Вып. 1977. - с. 1-30.

51. Поняев Л.П. Анализ влияния энергетических средств взлетно-посадочной механизации на проектные параметры самолета. // Сборник научных трудов МАИ. - 1982. - 9с.

52. Программа военно-транспортного самолета AMST. Обзоры и рефераты по материалам иностранной печати. Техническая информация ЦАГИ. - № 1. (1355). - 1978.- с. 1-30.

53. Программа разработки экспериментального транспортного самолета с коротким разбегом. Обзоры и рефераты по материалам иностранной печати. Техническая Информация ЦАГИ. №. 15,- 1972.-с. 5-9.

54. Проектирование легких самолетов./ А.А. Бадягин, Ф.А. Мухамедов - М.: Машиностроение, 1978. 208с.

55. Проектирование самолетов./ С.М. Егер, В.Ф. Мишин, Н.К. Лисейцев и др.; Под ред. С.М. Егера. - М.: Машиностроение, 1983. -616с.

56. Результаты первых трех лет летных испытаний экспериментального самолета С^РА. Обзоры и рефераты по материалам иностранной печати. Техническая Информация ЦАГИ.-№ 1.(1455).- 1983.- с. 8-17.

57. Рябов Н.К., Юша Н.Ф. Практическая аэродинамика самолета АН-28.- М.: Транспорт, 1992.- 192с.

58. Строгин Р.Г. Численные методы в многоэкстремальных задачах. М.: Наука, 1978.- 240с.

59. Торенбик Э. Проектирование дозвуковых самолетов. - М.: Машиностроение, 1983. - 648с.

60. Федоров Л.П., Козин Р.В. Оптимизация взлетной дистанции самолета.// Труды ЦАГИ. - 1976. - Вып. 1767. - с. 3-17.

61. Федоров Л.П., Козин Р.В. Расчет взлетно-посадочных характеристик самолета с учетом движения его относительно центра масс с использованием дополнительных условий.// Труды ЦАГИ. -1994. - Вып. 2547. - с. 3-15.

62. Хафер К., Закс Г. Техника вертикального взлета и посадки: пер. с нем. - М.: Мир, 1985. - 376с.

63. ЦАГИ - основные этапы научной деятельности, 1968 - 1993. М.: Наука, Физматлит, 1996. - 576с.

64. Шейнин В.M., Козловский В.И. Весовое проектирование и эффективность пассажирских самолетов. Том 1,2. - М.: Машиностроение. - 1977. - 337 и 208с.

65. Шкадов JÏ.M. Авиация XXI века; Прогнозы и перспективы.// Техника воздушного флота. - 1994. - №. 1-2(607). - с. 2-13.

66. Энергетические системы увеличения подъемной силы самолетов УВП. Обзоры ЦАГИ, № 462. М.: 1975. 244с.

67. Airplane design / J. Roskam - Lawrence, Kansas, 1985. (Part I: Preliminary sizing of airplanes; Part II: Preliminary configuration design and integration of the propulsion system; Part III: Layout design of cockpit, fuselage, wing and empennage: Cutaways and inboard profiles; Part IV: Layout design of landing dear and systems; Part V: Component weight estimation; Part VI: Preliminary calculation of aerodynamic, trust and power characteristics; Part VII: Determination of stability, control and performance characteristics: FAR and military requirements; Part VIII: Airplane cost estimation: design, development, manufacturing and operating.

68. Bradley R.G., Jeffries R.R., Capone F.J. A vectored-engine-over-wing propulsive-lift concert.// AIAA Paper. -1976. - №. 76-917.- p. 1-13.

69. British Civil Airworthiness Requirements. Section D. Aeroplanes. Issue 12. Civil Aviation Authority, London, 1974, 438p.

70. Campbell J.P., Hassell J.L. Recent research on powered-lift STOL ground effects.// Proceedings of V/STOL conference. - 1977. - № 77-574.

- p. 47-56.

71. Carr J.E. Aerodynamic characteristics of a configuration with blown flaps and vectored thrust for low-speed flight.// AIAA Paper. - 1984.

- №. 84-2199. - p. 1-10; а также технический перевод ГПНТБ. - 1988.

- №. Р-07027. - 31с.

72. Charles A.G. Development of the YC-14 propulsion system.// AIAA/SAE IIth Propulsion Conference. - 1975. - №. 75-1314. - p. 1-14.

73. Cornish J., Tanner R.F.. High lift techniques for STOL aircraft.// SAE Paper. - 1968.- №. 670245.- p. 1-10, a также: Методы увеличения подъемной силы самолета с малой длиной разбега, обзоры и рефераты по материалам иностранной печати. Техническая Информация ЦАГИ. №. 13.- 1968. - С. 23-31.

74. Czinczenheim J. A deflected slipstream aircraft of the sixties (Breguet 941) and its contribution to the solution of some STOL problems.// Proceedings of V/STOL conference. - 1977. - № 77-565. - p. 1-8.

75. Devenport F.J., Hunt D.N. Deflection of a thick jet by a convex surface: a practical problem for powered lift.// AIAA 13th Aerospace Science Meeting. - 1975. №. 75-167 - p. 1-9.

76. Drorak F.A., Kind R.J. Analysis method for viscous flow over circulation-controlled airfoils.// Journal Aircraft. - 1979. - vol. 16.- №. 1. -p. 23-28.

77. Englar R.J. The application of circulation control pneumatic technology to powered-lift STOL aircraft.// Proceedings of the international powered lift conference. - 1987. - №. 872335 - p. 357-369.

78. Englar R.J., Huson G.G. Development of advanced circulation control wing high lift airfoils.// AIAA Applied Aerodynamics conference. -1983. - №. 83 -1847. - p. 1-10.

79. Englar R.J., Smith M.J., Kelley S.M., Rover R.C. Application of circulation control to advanced subsonic transport aircraft.// Journal Aircraft. - 1994. - vol. 31. - №. 5. - p. 1160-1177; а также экспресс-информация ВИНИТИ, Авиастроение. - 1995. - №. 44

80. Englar R.J., Trobaugh L.A., Hemmerly R.A. Development of the circulation control wing to provide STOL potential for high performance aircraft.// Proceedings of V/STOL conference. - 1977. - №. 77-578. - p. 74-84.

81. Englar R.J., Williams R.M. Test techniques for high lift, two-dimensional airfoils with boundary layer and circulation control for application to rotary wing aircraft.// Canadian Aeronautics and Space Journal. - 1973. - vol. 19. - №. 3. - p. 93-107.

82. Federal Aviation Regulation. Airworthiness Standards: transport category airplanes. Part 25, Federal Aviation Agency, Washington, 1975, 119p.

83. Harvell J.K., Franke M.E. Aerodynamic characteristics of a circulation controlled elliptical airfoil with blown jets.// AIAA Applied Aerodynamics Conference. - 1983. - № 83-1794. - p. 1-7.

84. Henderson C., Platzer M.F. V/STOL Aircraft aerodynamics. Tom 1,2,- 1979. 1157p.

85. Herbst W. Zum Pfoblem des Vergrôsserungsfaktor von Flugzeugen. Luftfahrttechnikk.// Raumfahrttechnik, № 4, 1967, 36p.; № 2, 1968, 48p.

86. Hough G.R. A study of the blown flap/jet flap analogy.// AIAA Aerospace Sciences Meeting. - 1979. - №. 79-0119. - p. 1-8.

87. Klineberg J.M. The NASA aircraft energy efficiency program.// AIAA Conference, London, 1978, p. 1-18.

88. Lan C.E. Theoretical aerodynamics of over-wing-blowing configuration.// Journal Aircraft. - 1977. - vol. 14. - №. 6. - p. 517-518.

89. Lan C.E., Campbell J.F., Fillman G. Theoretical prediction of over-wing-blowing aerodynamics.// Proceedings of V/STOL conference. -1977. - №. 77-575. - p. 57-67.

90. Low-speed wind-tunnel investigation of a four-engine upper surface blown model having a swept wing and rectangular and D-shaped exhaust nozzles/ W.C. Sleeman, W.C. Hoblweg. - NASA Technical Note.

- 1975. - TN-D-8061.

91. Maita M., Fujieda H. Powered lift aerodynamics of USB STOL aircraft.//AIAA Applied Aerodynamics Conference. - 1983. - №. 83-1848.

- p. 1-9.

92. Marsden D.J. Wind tunnel tests of a slotted flapped wing section.// Canadian Aeronautics and Space Journal. - 1978. - №. 2. - vol. 24. - p.

83-91.

93. Mokhtarian F., Modi V.J. Fluid dynamics of airfoils with circulation control for V/STOL application.// AIAA Paper. - 1984. - №.

84-2477. - p. 1-9.

94. Perry D.H. A review of some published data on the external-flow-jet-augmented flap.// Aeronaut. Res. Counc. Curr. Pap. - 1972. - №. 1194. - p. 1-55; а также экспресс-информация ВИНИТИ, Авиастроение. - 1972. - №. 36

95. Pugliese A.J., Englar R.J. Flight testing the circulation control wing.// AIAA Aircraft System and Technology Meeting. - 1979. - №. 791791. - p. 1-17.

96. Ricard G., Czinczenheim J., Jaillard P.E. The breguet family of STOL aircraft.// SAE paper. - 1961. - p. 1-9.

97. Schneider J., Wilkerson J. Advanced rotorcraft V/STOL technology needs for high-speed rotorcraft.// AIAA paper. - 1990. - №. 90-3298. - p. 1-12.

98. Shovlin M.D., Skavdahl H., Harkonen D.L. Design and Performance of the propulsion system for the quiet short-haul research aircraft.// Journal Aircraft. - 1980. - vol. 17. - №. 12. - p. 843-850.

99. Spence D.A. The lift on a thin airfoil with a jet-augmented flap. Aeronautical Quarterly. - vol. 9. - part 3. - 1958; а также Технический Перевод ЦАГИ. - БНИ № 9773.

100. Wick В.Н., Kuhn R.E. Turbofan STOL research at NASA.// Astronautic Journal. - 1971. - vol. 9 - №. 5. - p. 32-50; а также экспресс-информация ВИНИТИ, Авиастроение. - 1971. - №. 42.

101. Williamson R.K. STOL concept for the 80s// ICAO.- 1985.- p. 1-22.

102. Woan C.J. A three-dimensional solution of flows over arbitrary jet-flapped configurations wing a higher-order panel method.// AIAA Applied Aerodynamics Conference. - 1983. - №. 83-1846. - p. 1-7.

103. Yang H.S.D., Nichols J.H. Design integration of CCW/USB for a sea based aircraft.// ICAS proceedings of AIAA Aircraft System and Technology Conference. - 1982. - vol. 2. - p. 960-968.

104. Zabinsky J.M. Some propulsion control concepts for a Nary type A V/STOL Airplane.// Journal Aircraft. - 1979. - №. 11. - vol. 16,- Article №. 78-1505R - p. 769-774.

105. Zabinsky J.M., Burnhom R.W. Conceptual design studies of navy type a V/STOL aircraft.// Proceedings of V/STOL conference. - 1977. -№. 77-579. - p. 85-91.