Методика оцінки впливу індивідуальних особливостей на злітні характеристики повітряних суден

Размещено на http://www.allbest.ru/

МІНІСТЕРСТВО ОСВІТИ І НАУКИ УКРАЇНИ

Національний авіаційний університет

Семитківська Таїсія Олексіївна

УДК 629.735

МЕТОДИКА ОЦІНЮВАННЯ ВПЛИВУ ІНДИВІДУАЛЬНИХ

ОСОБЛИВОСТЕЙ НА ЗЛІТНІ ХАРАКТЕРИСТИКИ ПОВІТРЯНИХ СУДЕН

Спеціальність 05.07.07 - випробування літальних апаратів та їх систем

АВТОРЕФЕРАТ

дисертації на здобуття наукового ступеня

кандидата технічних наук

Київ 2002

Дисертація є рукописом.

Робота виконана в Національному авіаційному університеті

Міністерства освіти і науки України.

Науковий керівник:доктор технічних наук, професор

Іщенко Сергій Олександрович,

Національний авіаційний університет,

професор кафедри аеродинаміки повітряних суден та безпеки польотів

Офіційні опоненти: доктор технічних наук, професор

Дмитрієв Сергій Олексійович,

Національний авіаційний університет,

завідувач кафедрою збереження льотної придатності

авіаційної техніки;

кандидат технічних наук,

Сикорський Євген Олександрович

начальник наукового відділу Українського Центру експлуатації

авіаційної техніки

Провідна установа: Авіаційний науково-технічний комплекс

ім. О.К.Антонова

Захист відбудеться"31" жовтня 2002 року о 15 годині

на засіданні спеціалізованої вченої ради Д 26.062.05

при Національному авіаційному університеті за адресою;

03058, Київ-58, проспект Космонавта Комарова 1, НАУ,

корпус 1, конференц-зал (9.201).

З дисертацією можна ознайомитися в бібліотеці НАУ, корпус 8.

Автореферат розісланий "25" вересня 2002 року.

Вчений секретар

спеціалізованої вченої ради О.І.Жданов

ЗАГАЛЬНА ХАРАКТЕРИСТИКА РОБОТИ

Актуальність роботи. Основу парку літаків України складають повітряні судна (ПС), що мають значне напрацювання і тривалий термін експлуатації. Це наслідок значної перерви у поповненні парку, пов'язаного з нестабільністю економічної ситуації на протязі багатьох років, Характеристики таких літаків інколи досить суттєво відрізняються від еталонних. Така ситуація вимагає переходу від сертифікації ПС, як типової конструкції, до сертифікації екземпляра з урахуванням його аеродинамічного стану. Це, у свою чергу, потребує розробки засобів та методик контролю реальних характеристик конкретного ПС та встановлення індивідуальних особливостей (ІО) з метою оцінки ступені їхнього впливу на безпеку польотів. Знання реальних характеристик дозволить зробити висновок про можливість експлуатації конкретного ПС з його ІО.

Тематика дисертаційних досліджень відповідає напрямку діяльності ІКАО по збереженню льотної придатності ПС у процесі експлуатації. Так, у директивному документі FAA "Безопасность стареющего самолета" підтверджується індивідуальний підхід до кожного літака з поетапним продовженням строку його експлуатації та необхідність постійного контролю й управляння станом кожного ПС.

У концепції розвитку цивільної авіації України (від 28 грудня 1996 р. №1587) визначені основні напрямки розвитку цивільної авіації на період 15 - 20 років. Там же показані основні напрямки у частині забезпечення безпеки польотів:

нормування і сертифікація усіх юридичних і фізичних осіб у галузі цивільної авіації та всієї авіаційної техніки;

науковий супровід, спрямований на підвищення безпеки польотів ПС та авіаційної безпеки;

інформаційне забезпечення безпеки польотів та авіаційної безпеки, упровадження автоматизованих систем обробки даних про авіаційні пригоди.

Зв'язок роботи з науковими програмами, планами, темами.

Теоретичні та експериментальні дослідження, що склали основний зміст роботи, виконувалися у відповідності до держбюджетних тематик НДР:

№ 13Б20.4 "Исследование и разработка средств и методов определения индивидуальных границ эксплуатационной и предельной областей режимов полета транспортных самолетов в процессе их эксплуатации" у Державній льотній академії України (19941996 рр.);

№ ДР0100Г003956 "Розробка технологій динамічної імітації і моделювання польоту повітряних суден цивільної авіації для розв'язання задач льотної експлуатації, сертифікації і розслідування авіаційних пригод" у Національному авіаційному університеті (1998-2000 рр.).

Мета і задачі дисертаційної роботи. Метою дисертаційної роботи є розробка нових методик оцінювання впливу змін аеродинамічного стану екземпляру ПС на його реальні характеристики для забезпечення заданого рівня безпеки польотів. Для досягнення поставленої мети вирішені наступні задачі:

обґрунтовано найбільш потенційно небезпечний етап польоту повітряного судна, яке має індивідуальні особливості;

отримано залежності, що дозволяють оцінити вплив стану зовнішньої поверхні ПС на його аеродинамічні характеристики;

отримано залежності, що дозволяють оцінити вплив залишкових деформацій конструкції ПС на його аеродинамічні характеристики;

розроблено моделюючий комплекс, що дозволяє розрахувати вплив змін аеродинамічних характеристик ПС на його льотні характеристики;

виявлено критичні значення індивідуальних особливостей, що призводять до зменшення рівня безпеки польотів;

розроблено процедуру компенсації впливу індивідуальних особливостей на заданий рівень безпеки польотів ПС;

Об'єкт дослідження - Процеси та явища, які обумовлюють індивідуальні особливості ПС.

Предмет дослідження - характеристики, що відображують індивідуальні особливості ПС та ступінь їхнього впливу на безпеку польотів.

Методи дослідження ґрунтуються на використанні: математичного аналізу, функціонального аналізу, теорії ймовірностей і статистичних оцінок та математичного моделювання поведінки повітряного судна.

Наукова новизна роботи полягає у наступному:

отримані аналітичні співвідношення, що встановлюють зв'язок між параметрами, які характеризують стан зовнішньої поверхні ПС, та зміною його аеродинамічних характеристик; на основі цих співвідношень уперше розроблено методику оцінювання відхилень аеродинамічних характеристик від еталона при зміні якості зовнішньої поверхні;

отримані аналітичні співвідношення, що встановлюють зв'язок між параметрами, які характеризують залишкові деформації конструкції ПС, та зміною його аеродинамічних характеристик; на основі цих співвідношень уперше розроблено методику оцінювання відхилень аеродинамічних характеристик від еталона при наявності залишкових деформацій конструкції ПС;

розроблено математичну модель руху ПС, призначену для дослідження впливу індивідуальних особливостей на його аеродинамічні та льотно-технічні характеристики;

на основі даних математичного моделювання вперше отримані залежності, що дозволяють оцінити зміну злітних характеристик літака, що має індивідуальні особливості, як при нормальному зльоті, так і при відмові двигуна;

уперше розроблені процедури, що дозволяють для літака, який має індивідуальні особливості, скорегувати експлуатаційні обмеження з метою збереження заданого рівня безпеки польотів.

Практична цінність роботи полягає у тому, що на підставі теоретичних досліджень розроблені нові інформаційні технології та відповідне програмне забезпечення, яке дозволяє виконати обробку вихідних даних та отримати прогноз зміни аеродинамічних та льотно-технічних характеристик ПС, що має індивідуальні особливості. Використання цих технологій у експлуатації дозволяє:

отримувати якісно нові і суттєво інформаційні оцінки аеродинамічних та льотно-технічних характеристик, які дають достовірну картину стану ПС, необхідну при продовженні ресурсу та сертифіката льотної придатності конкретного ПС;

розрахувати на підставі статистичних даних по типу ПС очікувану зміну льотно-технічних та аеродинамічних характеристик;

розрахувати потрібні балансувальні відхилення рульових поверхонь для компенсації асиметричних моментів, обумовлених залишковими деформаціями конструкції ПС;

розрахувати перевитрати пального, обумовлені наявністю у ПС індивідуальних особливостей;

розробити модулі для авіаційних тренажерів, що дозволяють імітувати відповідні індивідуальні особливості ПС, з метою підвищення кваліфікації пілотів;

розробити нормативні документи з методики сертифікації окремого екземпляру ПС, згідно до рекомендацій ІКАО.

Отримані у роботі результати використані:

-у навчальному процесі НАУ (кафедра аеродинаміки ПС та безпеки польотів), м. Київ;

-у навчальному процесі Державної льотної академії, м. Кіровоград;

-у авіакомпанії "УРГА", м. Кіровоград,

-у ремонтному заводі № 410 ГА, м. Київ.

Особистий внесок здобувача. Основні результати роботи, що є новими, одержані особисто автором. У роботах, надрукованих у співавторстві, автору дисертації належать:

у роботі С.А. Ищенко, Т.А. Семитковская ”Причины возникновения и методы диагностирования индивидуальных особенностей воздушных судов” (Сборник научных трудов Государственного аэрокосмического университета им. Н.Е. Жуковского: Открытые информационные и компьютерные интегрированные технологии. Вып. 4, 1999. -с. 127133) аналіз наявних у експлуатації методів діагностування індивідуальних особливостей повітряних суден. На підставі розглянутих факторів та методів діагностування сформульовані задачі, розв'язання яких дозволить дослідити проблему впливу індивідуальних особливостей на безпеку польотів.

у роботі С.А. Ищенко, Т.А. Семитковская ”Влияние технического состояния на взлетные характеристики самолета Ан-24” (Сборник научных трудов КМУГА: Проблемы информации и управления. Вып. 4, 1999. -с. 207213.) розроблено математичну модель літака Ан-24 для етапу зльоту і виконано моделювання зльоту при наявності індивідуальних особливостей. Отримані функціональні залежності, які характеризують вплив індивідуальних особливостей на злітні характеристики ПС.

у роботі С.О. Іщенко, Т.О. Семитківська ”Концепція побудови моделювального комплексу вивчення впливу індивідуальних особливостей повітряного корабля на його льотні характеристики” (Вісник НАУ. Вип. № 4(11), 2001. -с. 5864) запропоновано структурну схему універсального моделюючого комплексу, призначеного для дослідження впливу індивідуальних особливостей на льотно-технічні характеристики ПС. Докладно розроблені модулі: диференційних рівнянь руху ПС, розрахунку аеродинамічних сил та моментів, обчислення добавок до аеродинамічних характеристик від індивідуальних особливостей.

у роботі С.О. Іщенко, Т.О. Семитківська, А.Р. Давидова ”Контроль зміни нівелювань літака Ан-24 в процесі експлуатації” (Вісник НАУ. Вип. № 2(9), 2001. -с. 86-88) зібрано й оброблено статистичний матеріал значень нівелювальних вимірів у контрольних перетинах крила літака Ан-24. Доведена наявність тренду у значеннях вимірів, обумовленого як напрацюванням літака, так і іншими неконтрольованими факторами.

у роботі С.О. Іщенко, Т.О. Семитківська ”Вплив індивідуальних особливостей повітряних суден на зміну злітних характеристик” (Матеріали III Міжнародної науково-технічної конференції АВІА-2001, Київ: НАУ, 2001. -с. 03.13103.135) розроблена методика досліджень, отримані основні співвідношення, що дозволяють скоригувати злітні характеристики ПС на індивідуальні особливості.

Апробація результатів. Основні положення і результати досліджень по темі дисертації доповідалися й обговорювалися на:

Міжнародній науково-технічній конференції "Развитие легкомоторной авиации" (Київ, 1995 р.);

Міжнародній науково-технічній конференції "Современные научно-технические проблемы гражданской авиации" (Москва, 1996 р.);

Міжнародній науково-практичній конференції "Обеспечение безопасности полетов в новых экономических условиях" (Київ, 1997 р.);

Міжнародній науково-технічній конференції "Авиация общего назначения: проблемы и перспективы" (Кіровоград, 1997 р.);

Міжнародній науково-практичній конференції "Актуальные проблемы подготовки авиационных специалистов" (Кіровоград, 1997 р.);

Другій Міжнародній науково-технічній конференції "АВІА-2000" (Київ, 2000 р.);

Третій Міжнародній науково-технічній конференції "АВІА-2001" (Київ, 2001 р.);

Третій Міжнародній молодіжній науково-практичній конференції "Человек и космос" (Дніпропетровськ, 2001 р.);

Семінарі "Проблеми людського фактору у забезпеченні безпеки польотів: аеродинамічні особливості повітряних суден з урахуванням людського фактору" (Київ, 2002г.).

Публікації. Матеріали дисертаційних досліджень опубліковано у 7 статтях у збірниках наукових праць (з яких 2 - індивідуально), у 8 матеріалах та тезах Міжнародних науково-технічних конференцій і науково-практичному семінарі.

Структура й обсяг роботи. Дисертаційна робота складається з вступу, чотирьох глав, висновків, списку літератури з 108 найменувань, додатку. Робота викладена на 190 сторінках, містить 64 рисунка і 8 таблиць.

ЗМІСТ ДИСЕРТАЦІЙНОЇ РОБОТИ

У вступі розкрито важливість поставленої проблеми, обґрунтовано актуальність теми, зв'язок з науковою тематикою кафедри аеродинаміки повітряних суден та безпеки польотів НАУ, кафедрою льотної експлуатації, аеродинаміки та динаміки польоту Державної льотної академії України, авіакомпанії "УРГА", сформульовані мета і задачі, вказані об'єкт, предмет та метод дослідження. Викладено основні положення, що визначають наукову новизну та практичне значення роботи, зазначено особистий внесок здобувача, наведено список публікацій та доповідей за темою дисертації.

У першому розділі розглянуто історію виникнення проблеми та сучасний стан досліджень впливу індивідуальних особливостей повітряних суден на їхні аеродинамічні характеристики. На основі аналізу літературних джерел показано вплив різноманітних факторів, умов експлуатації та відмов авіаційної техніки на безпеку польотів (БП) повітряних суден з метою їх урахування при розробці методів дослідження зльоту транспортних літаків. Проведено аналіз стану парку повітряних суден України і проаналізовано питомий розподіл об'ємів пасажирських перевезень по типах ПС. Показано, що 87% пасажирів в Україна перевозиться на трьох типах ПС: Б-737, Як-42, Ан-24, які мають велике напрацювання та значний термін експлуатації.

Виконано статистичний аналіз терміну експлуатації, напрацювання, кількості посадок та кількості ремонтів за типами ПС. Показано, що парк літаків Ан-24 є найстарішим, причому призначений ресурс перевищено у середньому на 24%, кількість посадок - на 31%.

Розглянуто причини, що викликають зміни аеродинамічного стану ПС у процесі експлуатації. Доведено, що неконтрольовані зміни злітно-посадкових (ЗПХ) та льотно-технічних (ЛТХ) характеристик можуть призвести до зниження заданого рівня безпеки польотів і, як наслідок, до авіаційних подій.

Етап зльоту прийнято за основний етап, для якого виконані дослідження, як один з найнебезпечніших. Поставлено мету дослідження та сформульовані основні задачі, розв'язання яких необхідно для її досягнення.

Другий розділ присвячено розробці методики і програмного комплексу для урахування впливу стану зовнішньої поверхні ПС на зміну його аеродинамічних характеристик. При цьому були прийняті припущення, загальні для випадку моделювання польоту дозвукового літака. Сили, що діють на ПС, виражаються через безрозмірні коефіцієнти складових для конструктивних елементів (крила, оперення, гондол двигунів, шасі, тощо), площу та швидкісний напір.

Базуючись на відомих теоретичних співвідношеннях та експериментальних дослідженнях були проаналізовані функціональні залежності між параметрами, що характеризують стан зовнішньої поверхні літака та коефіцієнтами аеродинамічних сил.

Для коефіцієнта підіймальної сили використано залежність:

, (1)

де , , , - похідні коефіцієнта підіймальної сили по куту атаки літака, крила, ізольованого горизонтального оперення та ізольованого фюзеляжу відповідно; , - коефіцієнти, що враховують інтерференцію крила та фюзеляжу за рахунок кута атаки та кута встановлення крила та горизонтального оперення ; , - площа крила та горизонтального оперення, що омивається повітряним потоком; - площа мідельового перетину фюзеляжу; - повна площа крила; - коефіцієнт гальмування потоку.

Похідна розраховується через похідні для профілів , з яких складається крило, згідно відомого виразу:

, (2)

де - відносні товщина та кривизна профілю відповідно.

Співвідношення (2) дозволяє скоригувати значення похідної коефіцієнта підіймальної сили профілю крила (оперення), обумовлене станом зовнішньої поверхні (наявність накладок, хвилястість, виступи, уступи, тощо) через зміну відносної товщини профілю. Вплив індивідуальних особливостей, обумовлених деформацією профілю, враховується зміною відносної кривизни. Вплив в'язкості повітря на несучі властивості профілю було враховано через число Рейнольдса, розраховане за координатою точки переходу примежового шару з ламінарного у турбулентний:

,

де - швидкість польоту ПС; - кінематична в'язкість повітря в заданих умовах польоту; - відносна координата точки переходу, яка у загальному випадку залежить від чисел М, Re, від шорсткості повітря, градієнту тиску вздовж тіла, турбулентності набігаючого потоку та теплообміну між примежовим шаром та тілом. Для профілю крила (оперення) точка переходу може бути визначена наступним чином:

,

де - відносна координата точки переходу для плоскої пластини с урахуванням розмірів шорсткості її поверхні; и - відносні координати положення максимальної товщини та кривизни профілю; - відносна хорда передкрилків; - відносна координата положення виробничих нерівностей. При наявності шорсткості величина може бути визначена за наступною емпіричною залежністю:

; ,

де , - швидкість звуку та кінематична в'язкість повітря у заданих умовах польоту, середня хорда, n - показник ступені, для розрахунку якого використовується наступна залежність:

.

У випадку аеродинамічно гладкої поверхні (коли висота нерівностей не перевищує товщини ламінарного підшару) приймається F = 0; якщо ж розглядається обтікання шорсткої поверхні, то для оцінки значення F використовується співвідношення:

,

де - середня висота бугорків шорсткості поверхні.

Так визначається вплив стану поверхні на похідну коефіцієнта підіймальної сили по куту атаки ізольованого крила (оперення). Аналогічний підхід використовується для представлення коефіцієнта підіймальної сили інших агрегатів планера та силової установки. Отримані співвідношення дозволяють установити зв'язок між параметрами, що характеризують стан зовнішньої поверхні ПС, та похідною коефіцієнта підіймальної сили ПС по куту атаки. На рис.1 наведено графік залежності похідної коефіцієнта підіймальної сили по куту атаки ізольованого крила літака Ан-24 від числа М при різних значеннях товщини профілю та шорсткості поверхні.

Далі у главі аналізується вплив стану зовнішньої поверхні на приріст коефіцієнта лобового опору. В основу покладено припущення про те, що причиною збільшення опору є взаємодія нерівностей на ділянці поверхні ПС з примежовим шаром. Шорсткість поверхні, хвилястість (циліндрична та просторова) та спотворення форми профілю розглянуті як види виробничих нерівностей. Підвищена шорсткість викликає зміщення вперед точки переходу ламінарного примежового шару у турбулентний, що призводить до зростання коефіцієнта опору тертя. Додатковий опір, обумовлений спотворенням обводів профілів та хвилястістю поверхні ПС, розраховується відомими методами як відповідні добавки.

Залежно від елемента ПС, на якому знаходиться розглядувана нерівність, додатковий опір, обумовлений нею, врахований у складовій опору цього елемента. Оскільки основна взаємодія зовнішньої поверхні ПС з потоком змінює сили в'язкого тертя, то і враховуватися вони повинні через опір тертя відповідного елементу, згідно виразу:

, (3)

де індекс "ш" відповідає шорсткій поверхні відповідного агрегату літака, "викр" - викривленням форми агрегату, "з" - заклепковим швам, "з'єдн" з'єднанням елементів планера (стикування листів обшивання, накладки, люки, тощо).

Дуже часто власний опір нерівностей може бути надзвичайно малим, а вплив нерівностей на опір агрегату планера в цілому достатньо великим унаслідок передчасної турбулізації примежового шару. Коефіцієнт опору нерівності, зануреної у примежовий шар, залежить від місцевих параметрів цього шару, форми нерівності та її розміру:

(4)

де - число Рейнольдса, обчислене за характерною довжиною х поверхні, що розглядається; М - число Маха; h - висота нерівності; - товщина примежового шару;  _ товщина витіснення; - товщина втрати імпульсу.

На рис. 2 наведено графік залежності додаткового опору накладки на крилі від числа М польоту для різних значень товщини листа, та кута зкошення його кромок.

У третьому розділі проаналізовано вплив залишкових деформацій ПС на його аеродинамічні характеристики і через них - на льотно-технічні характеристики і характеристики стійкості та керованості. Найбільш прийнятним у експлуатації підходом є аналіз нівелювальних паспортів літаків. У роботі представлено результати 262 вимірювань взаємного положення реперних точок крила 47 літаків Ан-24 при кількох ремонтах кожний.

Аналіз статистичних даних показав, що вони не суперечать гіпотезі про нормальний закон розподілу нівелювань у всіх контрольних перетинах як лівого, так і правого напівкрил. Із збільшенням напрацювання відбувається зміщення середніх значень вибірок для одного і того самого перетину, що підтверджує наявність статистично значимого тренду. Зі збільшенням напрацювання спостерігається зміщення середніх значень вибірок для певного перетину, що підтверджує наявність тренду, а також зростання середньоквадратичного відхилення.

Отримані характеристики законів розподілу значень нівелювальних вимірювань у перетинах, що розглядалися, при різних рівнях напрацювання є вихідними для розрахунку вірогідності виходу нівелювань за призначені обмеження. Для того, щоб цілеспрямовано розроблювати і проводити профілактичні заходи, призначені для зменшення вірогідності виходу параметра за встановлені обмеження, необхідно перш за все виявити, які фактори і як сильно впливають на розподіл екстремальних значень досліджуваного параметра. Аналіз отриманих результатів дозволяє зробити наступні висновки:

зміна значень нівелювальних вимірювань тільки на 25,6% ... 31,7% обумовлені напрацюванням ПС;

зі збільшенням напрацювання ПС відбувається збільшення кута встановлення крила у районі центроплану та середньої частини, причому темп цих змін для лівого та правого напівкрил однаковий;

зі збільшенням напрацювання ПС для кінцевої частини крила характерним є зменшення кута встановлення, причому темп цих змін для лівого та правого напівкрил різний;

Остаточно підтверджено, що зі збільшенням напрацювання ПС спостерігається накопичення залишкових деформацій крила у вигляді кручення, що проявляється через зміну кутів установлення лівого та правого напівкрил, причому темп зростання цих деформацій для лівого та правого напівкрил різний. На рис. 3 показано отриману залежність вірогідності виходу значень нівелювальних вимірювань від напрацювання.

Для розрахунку безпосереднього впливу залишкових деформацій крила на характеристики крила кінцевого розмаху використано загальноприйнятий підхід, при якому крило замінюється системою П_подібних вихорів. Розрахунок циркуляції уздовж розмаху довільного у плані крила ведеться за інтегро-диференційним рівнянням Прандтля:

, (5)

де - похідна у z-му перетині крила, - хорда у z-му перетині крила, - швидкість незбуреного потоку, - кут атаки (кут між хордою та вектором швидкості потоку) у z-му перетині крила, координата положення елементарного вихору уздовж розмаху крила, z - координата, у якій виконується розрахунок циркуляції , , - координати кінців лівого та правого напівкрил. Точного аналітичного розв'язку це рівняння не має, тому для його розв'язку використовуються наближені чисельні методи, серед яких найбільше практичне застосування знайшов метод Глауерта-Трефтца.

У випадку деформованого крила змінюється геометричне кручення крила, діапазон варіації якого обмежений допусками на значення нівелювальних вимірювань у контрольних перетинах. Для отримання допустимої зони варіації геометричного кручення крила літака Ан_24 розраховані значення приросту кутів встановлення агрегатів крила у контрольних перетинах за граничними відхиленнями значень нівелювальних вимірювань які показали, що допуск на значення нівелювальних вимірювань дозволяє відхилення кутів установлення агрегатів крила у межах 6 ... 15 (0,1...0,25). Виконано розрахунки розподілу циркуляції та приросту аеродинамічних коефіцієнтів деформованого крила для найбільш несприятливого граничного відхилення геометричного кручення, швидкості польоту, що відповідає числу М = 0,15, та кута атаки 2, характерних для польоту на етапі зльоту, результати яких наведено на рис. 4. Видно що, зміна геометричного кручення призводить до перерозподілу циркуляції. У розглядуваному випадку праве напівкрило має позитивний приріст кручення, а ліве - негативний. Це призводить до падіння коефіцієнта підіймальної сили на 0,85%, коефіцієнта індуктивного опору на 0,15%, виникнення моментів крену () та рискання ().

Досліджений в обчислювальному експерименті вплив залишкових деформацій крила літака Ан_24 на зміну його аеродинамічних характеристик дозволив установити, що при граничних (у межах допусків) значеннях нівелювальних вимірювань спостерігаються наступні зміни аеродинамічних характеристик:

зменшення коефіцієнта підіймальної сили, причому характер цього зменшення по числу М і куту атаки різний. Зменшення коефіцієнта підіймальної сили практично не залежить від числа М (і складає у середньому при  = 6,5). По куту атаки спостерігається складна залежність: при малих кутах , а при великих , що говорить про зменшення впливу геометричного кручення на відносну зміну коефіцієнта підіймальної сили на великих кутах атаки;

незначне зменшення коефіцієнта індуктивного опору, причому характер цього зменшення по числу М і куту атаки різний. Число М незначно впливає на коефіцієнт індуктивного опору (який складає у середньому при  = 6,5). По куту атаки спостерігається значне зменшення приросту коефіцієнта індуктивного опору з до при збільшенні кута атаки від до і при подальшому його зростанні до приріст падає до ;

залишкові деформації крила літака Ан_24 призводять до виникнення асиметричних моментів крену та рискання. Коефіцієнт моменту крену не залежить від кута атаки, тоді як зі зростанням числа М спостерігається його зростання. На коефіцієнт моменту рискання впливають як число М, так і кут атаки. За своїм значенням коефіцієнт моменту крену на порядок перевищує коефіцієнт моменту рискання. Встановлено, що для літака Ан_24 граничні значення коефіцієнтів моментів, викликаних деформацією крила, досягають: , .

Четвертий розділ присвячено проведенню обчислювального експерименту на розробленому моделюючому комплексі з метою дослідження впливу індивідуальних особливостей на зміну злітних характеристик літака Ан_24 у процесі експлуатації. Модульний принцип побудови моделюючого комплексу дозволяє гнучко змінювати як досліджуване ПС, так і структуру комплексу у залежності від задач, що розглядаються. Програмний комплекс дозволяє оперативно розв'язувати задачі дослідження впливу індивідуальних особливостей на льотно-технічні характеристики та характеристики стійкості та керованості конкретного ПС метою яких є:

сертифікація екземпляру ПС, що має ІО;

забезпечення льотної експлуатації екземпляру ПС, що має ІО;

виявлення ІО конкретного ПС і розробка заходів їхньої часткової або повної компенсації;

корекція експлуатаційних обмежень екземпляру ПС з урахуванням ІО;

навчання льотного складу експлуатації ПС, що мають ІО, шляхом генерування критичних ІО на авіаційних тренажерах;

розслідування авіаційних подій з урахуванням ІО конкретного ПС.

Перевірка адекватності моделі літака Ан_24 виконувалася як за статичними та динамічними характеристиками. Балансувальні відхилення органів поздовжнього та бічного керування, кути, що визначають просторове положення літака, а також лінійні та кутові швидкості у різних умовах польоту, включаючи різні конфігурації, швидкості польоту, польотні маси, центрування порівнювалися з даними, отриманими у льотних випробуваннях для тих самих умов.

Для обчислювального експерименту було обрано етап зльоту, як один з найбільш напружених і потенційно небезпечних. Для збереження регламентованого рівня безпеки польотів нормами льотної придатності регламентуються характеристики цього етапу. АП_25 та FAR_25, незважаючи на деякі розбіжності, забезпечують однаковий рівень безпеки при зльоті з усіма працюючими двигунами та з одним двигуном, що відмовив. У обох випадках зліт виконувався згідно технології, предписаної настановою з льотної експлуатації. Встановлення закономірностей зміни регламентованих характеристик зльоту ПС, що має ІО, було проведено для літака Ан_24.

Згідно АП-25 (п. 25.121) нормований усталений градієнт набору висоти у точці, де шасі повністю убрані, а висота польоту Н  10,7 м для випадку відмови одного двигуна у літаків з двома двигунами має бути не менше 2,4%. Значення нормованих характеристик повинні гарантувати виконання продовженого зльоту.

Розглянуто відмову двигуна літака Ан_24 на зльоті після досягнення швидкості прийняття рішення V1. Індивідуальні особливості задавалися дискретним рядом прирощень коефіцієнта лобового опору (до 12% з кроком 3%) та дискретним рядом зменшення повної тяги двигуна (до 9% з кроком 3%). Із даних моделювання були отримані значення градієнту набору для літака з індивідуальними особливостями. На рис. 5 наведені графіки залежностей градієнта набору від злітної маси для різних значень прирощень лобового опору та висот аеродрому 0 та 3000 м. З графіків видно, що падіння градієнта набору пропорційне величині прирощення коефіцієнта лобового опору і практично не залежить від висоти аеродрому. Однак, найважливішим є те, що при цьому значення градієнта набору стають меншими нормованого при суттєво менших злітних масах. Тобто, при розрахунку максимальної злітної маси згідно настанови з льотної експлуатації без урахування ІО заданий рівень безпеки польотів не гарантується. Отже, експлуатація літаків з ІО вимагає корекції експлуатаційних обмежень.

Ще більш сильно на градієнт набору впливає зменшення тяги двигунів. Один процент зменшення тяги двигунів еквівалентний збільшенню лобового опору приблизно на 2%.

За результатами моделювання були отримані залежності необхідного зменшення злітної маси від величин приросту лобового опору та падіння повної тяги двигунів для різних висот аеродромів зльоту. Графіки отриманих залежностей наведені на рис. 6. Така корекція максимально припустимої злітної маси на індивідуальні особливості ПС дозволить забезпечити нормований градієнт набору на третій ділянці зльоту, а, значить, і зберегти заданий рівень безпеки польотів.

Наведені у подальшій частині глави 4 дослідження впливу ІО на дистанції розбігу та злітної дистанції при відмові двигуна дозволили оцінити можливості літака по використанню ЗПС заданої довжини та по подоланню перешкод у випадку продовженого зльоту. Встановлено, що падіння тяги суттєво більше впливає на величину вказаних дистанцій, ніж приріст лобового опору. На рис. 7 наведено, як приклад, залежність дистанцій зльоту та розбігу від падіння тяги та приросту лобового опору.

літак безпека маса злітний

ВИСНОВКИ

У дисертації наведено розв'язання актуальної наукової задачі оцінювання та врахування ступені впливу індивідуальних особливостей повітряних суден на їх злітні характеристики, яка дозволяє підвищити рівень безпеки польотів шляхом обґрунтованого призначення експлуатаційних обмежень при розробці та сертифікації літака (типу та екземпляру), достовірність аналізу даних авіаційних подій та якість підготовки льотного складу на авіаційних тренажерах до польотів.

У процесі дослідження отримані наступні результати.

Виконаний аналіз упливу різноманітних факторів та умов на рівень безпеки польотів показав, що у процесі експлуатації ПС відбувається погіршення його основних аеродинамічних і льотно-технічних характеристик. Це обумовлено, у тому числі, зміною стану зовнішньої поверхні літака та накопиченням залишкових деформацій конструкції. Вплив цих факторів на характеристики ПС має складний характер і вивчено лише частково.

Аналіз характеру впливу виробничих нерівностей дозволив звести всю різноманітність їхніх видів до наступних типів: шорсткість поверхні, викривлення профілю та хвилястість зовнішньої поверхні, окремі нерівності (виступи, уступи, головки гвинтів, заклепок).

Розроблено методику розрахунку впливу виробничих нерівностей через похідні коефіцієнта підіймальної сили по куту атаки ізольованих елементів літака: крила, фюзеляжу, оперення, гондол двигунів. Визначено функціональні залежності між цими похідними та параметрами, що характеризують стан зовнішньої поверхні літака.

Розроблено методику розрахунку впливу виробничих нерівностей на приріст лобового опору агрегатів літака. Визначено функціональні залежності між приростом коефіцієнта лобового опору та параметрами, що характеризують стан зовнішньої поверхні літака.

Розроблено методику розрахунку асиметричних моментів крену та рискання, обумовлених залишковими деформаціями конструкції ПС, на підставі даних нівелювань з використанням простих аналітичних залежностей для визначення геометричного кручення крила. Доведено, що залишкові деформації крила зростають зі збільшенням напрацювання.

Розроблено методику та програмно-моделюючий комплекс для оцінювання впливу зміни аеродинамічних характеристик ПС унаслідок індивідуальних особливостей на його льотно-технічні характеристики в усіх очікуваних умовах експлуатації.

На прикладі літака Ан_24 визначено вплив індивідуальних особливостей на його характеристики на етапі повного зльоту: усталений градієнт набору висоти, дистанцію розбігу та злітну дистанцію. Встановлено, що:

при зльоті з усіма працюючими двигунами ІО не призводять до порушення норм льотної придатності та зниження заданого рівня безпеки польотів;

при виконанні продовженого зльоту з одним непрацюючим двигуном максимальна припустима маса літака з ІО, розрахована з умови дотримання нормованого градієнту набору висоти, не гарантує заданого рівня безпеки польотів, оскільки наявність ІО суттєво знижує значення наявного градієнту;

дистанції розбігу та продовженого зльоту зростають при наявності у літака ІО, причому найбільший уплив на цьому етапі має величина падіння повної тяги двигунів.

Отримано залежності для корекції максимальної злітної маси, розрахованої з умови дотримання нормованого градієнту набору висоти, на індивідуальні особливості та розроблено методику корекції допустимої злітної маси з урахуванням наявних у ПС індивідуальних особливостей.

ОСНОВНІ РЕЗУЛЬТАТИ РОБОТИ ВИКЛАДЕНІ У НАСТУПНИХ ПУБЛІКАЦІЯХ

1. Семитковская Т.А. Обеспечение безопасности полетов воздушных судов при длительной эксплуатации. Наукові праці академії: Випуск ІІІ, частина І. Кіровоград: Видавництво ДЛАУ, 1998, с.135-139.

2. С.А. Ищенко, Т.А. Семитковская ”Причины возникновения и методы диагностирования индивидуальных особенностей воздушных судов” Сборник научных трудов Государственного аэрокосмического университета им. Н.Е. Жуковского: Открытые информационные компьютерные интегрированные технологии. Вып.. 4, 1999, с. 127133.

3. С.А. Ищенко, Т.А. Семитковская ”Влияние технического состояния на взлетные характеристики самолета Ан-24” Сборник научных трудов КМУГА: Проблемы информатизации и управления. Вып.. 4, 1999, с. 207213.

4. С.О. Іщенко, Т.О. Семитківська, О.Р.Давидов “Контроль зміни нівелювань літака АН-24 у процесі експлуатації. Вісник НАУ. Вип..№2(9),2001, с.86-88.

5. СО. Іщенко, Т.О. Семитківська ”Концепція побудови моделювального комплексу вивчення впливу індивідуальних особливостей повітряного корабля на його льотні характеристики” Вісник НАУ. Вип.. № 4(11), 2001, с. 5864.

6. С.О. Іщенко, Т.О. Семитківська ”Вплив індивідуальних особливостей повітряних суден на зміну злітних характеристик” Матеріали III Міжнародної науково-технічної конференції АВІА-2001, Київ: НАУ, 2001, с. 03.13103.135.

7. Семитковская Т.А. Дифференцированный подход к безопасности полетов летательных аппаратов. Національне космічне агентство України, Національна академія наук України, Додаток до журналу “Космічна наука і технологія”, Том 8, №1, Київ-2002, Матеріали ІІІ Міжнародної молодіжної науково-практичної конференції “Людина і космос”.

АНОТАЦІЯ

Семитківська Т.О. Методика оцінки впливу індивідуальних особливостей на злітні характеристики повітряних суден. - Рукопис.

Дисертація на здобуття наукового ступеня кандидата технічних наук за спеціальністю 05.07.07 Випробування літальних апаратів та їх систем, Національний авіаційний університет, Київ, 2002.

На основі математичного моделювання динаміки літака АН-24 на етапі зльоту проаналізовано вплив індивідуальних особливостей на його льотно-технічні характеристики, що впливають на рівень безпеки польотів.

Розроблено методики оцінки впливу стану зовнішньої поверхні та залишкових деформацій конструкції на зміну аеродинамічних коефіцієнтів підіймальної сили, лобового опору та моментів рискання і крену.

Згідно вимог норм льотної придатності (АП-25) визначено номенклатуру злітних характеристик, за зміною яких досліджено вплив індивідуальних особливостей. Розроблено моделюючий комплексі і методику та досліджено вплив індивідуальних особливостей на злітні характеристики літака. Показано, що для збереження заданого рівня льотної придатності літака Ан_24 з індивідуальними особливостями необхідно коригувати значення максимальної злітної маси, отримане згідно НЛЕ.

Розроблено методику корекції максимальної злітної маси літака Ан_24, визначеної з умови дотримання нормованого градієнта набору висоти, на його індивідуальні особливості. Основні результати роботи можуть знайти застосування при дослідженнях аеродинамічних характеристик ПС, при розробці та сертифікації літаків, а також при підготовці льотного складу до польотів на ПС.

Ключові слова: літак, зліт, безпека польотів, індивідуальні особливості, аеродинамічні характеристики, льотно-технічні характеристики, математичне моделювання, моделюючий програмний комплекс, корекція характеристик.

ABSTRACT

Semytkivska T.A. "The Methodology for Assessment the Individual Features Influence on Take-Off Performances of an Airplane". - Manuscript.

Thesis for candidate's degree by specialty 05.07.07 - Airplanes and Their Systems Testing. -National Aviation University, Kiev, 2002.

An-24 aircraft flight dynamic mathematical modeling is used for assessment the influence of individual features of an airplane on its take-off performances and flight safety level.

The methodologies are developed for influence assessment of outer surface state and airframe residual deformations on lift, drag, roll, and yaw moment coefficient variations.

Based on Aviation Requirements for Transport Airplanes (АП-25) the scope of take-off performances is chosen, the variations of which are the most significantly influenced by individual features. Flight modeling complex and methodology is developed and investigation is performed of the individual feature influence on take-off performances of an airplane. It is shown that for airworthiness maintenance of An-24 airplane having individual features, the maximum take-off weight obtained from flight manual, should be corrected.

The methodology is developed for correction of maximum take-off weight of An_24 airplane, calculated from the requirement to maintain prescribed climb gradient, on its individual features. Principal results of the work can be used in the investigation of airplane aerodynamic characteristics during its development and certification, as well as in flight crew training in piloting airplanes with individual features.

Key words: airplane, take-off, flight safety, individual features, aerodynamic characteristics, flight performances, mathematical modeling, modeling software, flight performances correction.

АННОТАЦИЯ

Семитковская Т.А. Методика оценки влияния индивидуальных особенностей на взлетные характеристики воздушных судов. - Рукопись.

Диссертация на соискание ученой степени кандидата технических наук по специальности 05.07.07 - Испытание летательных аппаратов и их систем. Национальный авиационный университет, Киев, 2002.

Диссертация посвящена оценке влияния индивидуальных особенностей на взлетные характеристики воздушных судов. На примере состояния парка воздушных судов (ВС) Украины продемонстрированы существенные отличия характеристик самолетов, имеющих значительную наработку, от эталонных. Рассмотрены причины, вызывающие изменение аэродинамического состояния ВС в процессе эксплуатации. Доказана необходимость перехода от сертификации ВС как типовой конструкции, к сертификации экземпляра с учетом его реальных характеристик. Обоснована потребность разработки новых методик контроля характеристик ВС в эксплуатации и выявления индивидуальных особенностей с целью оценки их влияния на безопасность полетов.

Основным методом исследования является математическое моделирование динамики ВС. Основным этапом полета, на котором проведены исследования, выбран взлет, как один из наиболее потенциально опасных.

Разработаны методики для оценки влияния состояния внешней поверхности на изменение коэффициентов подъемной силы и лобового сопротивления. Силы, действующие на ВС, выражаются через безразмерные коэффициенты составляющих его элементов. Разработана методика коррекции значения производной коэффициента подъемной силы по углу атаки в зависимости от состояния внешней поверхности.

При анализе влияния состояния внешней поверхности на прирост силы лобового сопротивления рассмотрено взаимодействие неровности на поверхности ВС с пограничным слоем. В зависимости от элемента конструкции ВС, на котором находится неровность, дополнительное сопротивление учитывается в составе сопротивления этого элемента.

На основе статистического анализа значений нивелировочных замеров, полученных на ремонтных заводах, подтверждено положение о накоплении остаточных деформаций крыла с увеличением наработки, проявляющееся через изменение углов установки полукрыльев. Кроме того установлено, что наработка лишь на треть обуславливает изменение нивелировочных значений.

Разработана методика расчета приращений коэффициентов аэродинамических моментов крыла, имеющего остаточные деформации, и алгоритмы оценки деформаций и геометрической крутки крыла на основе данных нивелировочных замеров в контрольных сечениях. Совпадение расчетных данных, полученных по предложенной методике, с данными летных испытаний подтвердило ее работоспособность. Проведен вычислительный эксперимент, направленный на исследование влияния остаточных деформаций крыла самолета Ан-24 на изменение его аэродинамических характеристик. Получены численные значения приращений коэффициентов сил и моментов, обусловленных остаточными деформациями крыла, вычисленными по результатам нивелировок.

Разработан моделирующий комплекс для исследования влияния индивидуальных особенностей на взлетные характеристики самолета Ан_24. Комплекс построен по модульному принципу, что позволяет гибко менять как объект исследования, так и его структуру в зависимости от рассматриваемых задач. Для модели самолета Ан-24 доказана ее адекватность реальному объекту по статическим и динамическим характеристикам и пригодность для решения задач оценки влияния индивидуальных особенностей на летно-технические характеристики реального самолета. Индивидуальные особенности задаются в виде приращений коэффициента лобового сопротивления и падения суммарной тяги двигателей.

Исходя из требований норм летной годности транспортных самолетов (АП-25), составлена номенклатура взлетных характеристик, по изменению которых проведены исследования влияния индивидуальных особенностей.

Разработана методика оценки влияния индивидуальных особенностей на взлетные характеристики самолета. Моделирование полетной ситуации проводилось согласно Руководству по летной эксплуатации (РЛЭ) как при нормальном взлете, так и при отказе двигателя. Определено, что при нормальном взлете самолета Ан-24 индивидуальные особенности не приводят к нарушению летной годности самолета и снижению уровня безопасности полета из-за ухудшения летно-технических характеристик, в частности уменьшения градиента набора высоты. При взлете с отказавшим двигателем располагаемые градиенты набора высоты не во всем диапазоне условий эксплуатации соответствуют требованиям АП-25.

Разработана методика коррекции максимально допустимой взлетной массы самолета Ан-24, определенной из условия выдерживания нормированного градиента набора высоты, на его индивидуальные особенности. По результатам моделирования получены зависимости необходимого уменьшения максимальной взлетной массы от величины приращения лобового сопротивления и падения полной тяги двигателей для различных условий взлета. Использование предлагаемой методики позволяет сохранить нормированный градиент набора на третьем участке взлета и обеспечить заданный уровень безопасности полетов.

Основные результаты работы могут найти применение при исследовании аэродинамических характеристик ВС, при разработке и сертификации самолетов, а также при подготовке летного состава к полетам на ВС, обладающих индивидуальными особенностями.

Ключевые слова: самолет, взлет, безопасность полета, индивидуальные особенности, аэродинамические характеристики, летно-технические характеристики, математическое моделирование, моделирующий программный комплекс, коррекция характеристик.

Размещено на Allbest.ru

...