| |
1.6.
|
Исследования по установлению порядка и объема расчетных и экспериментальных работ по определению нагрузок на планер и шасси военных и гражданских самолетов на наземных режимах эксплуатации, в том числе на укороченных ВПП, с целью оптимизации веса ЛА, разработка нормативной документации
|
2013-2014 гг.
Результаты 2012 г.:
В 2012 году в рамках НИР «Аэропрочность» выполнены частично работы по этапу 1 «Анализ гражданских и военных нормативных требований к объемам расчетных и экспериментальных работ по определению нагрузок на планер и шасси гражданских и военных самолетов, в том числе на наземных режимах эксплуатации» в рамках работы «Аэропрочность».
Анализ показал, что порядок и объем расчетных и экспериментальных работ по исследованию нагрузок в условиях наземной эксплуатации, в том числе на укороченных ВПП, на планер и шасси при разработке военных и гражданских самолетов определяется их техническими характеристиками и содержащимися в нормативных документах соответствующими требованиями по определению наземных нагрузок. В целом, порядок и объем работ определяется требованиями и указаниями авиационных правил (АП) и Норм прочности (НП), рекомендациями соответствующих руководств для конструкторов и методов определения соответствия авиационным правилам, указаниями «Положения о расчетных и экспериментальных работах для обеспечения прочности конструкции самолета».
Целью предусмотренных нормативными документами работ является обеспечение статической прочности, усталостной прочности, эксплуатационной живучести. Соответствие требованиям Норм прочности следует достигать при одновременном удовлетворении требований минимизации массы конструкции самолета и шасси.
Нормативные документы должны обеспечить эффективность разработки, идентификацию потенциальных проблем, решение вопросов обеспечения безопасности и своевременного одобрения типовой конструкции при сертификации.
Решение задач обеспечения эффективности и надежности при разработке отечественной гражданской и зарубежной гражданской проводится в настоящее время на основе разработки детального сертификационного базиса, требованиям прочности, установленных в соответствующих АП, которые постоянно уточняются, начиная с ранних стадий разработки образцов авиационной техники. Ввиду этого при разработке отечественной военной авиационной техники назрела настоятельная необходимость в совершенствовании системы отечественных Норм прочности и дополнении ее современными нормативными документами, регулирующими процесс её аттестации (сертификации).
При разработке современных самолетов с комплексными системами управления (КСУ) для моделирования динамических процессов посадочного удара и нагрузок в процессе управляемого движения по аэродрому для разработки оптимальных конструкций по условиям статической прочности, выносливости и эксплуатационной живучести необходимо уже на ранних этапах разработки использовать современные детальные расчетные методы. При этом кроме моделирования конструкции, аэродинамических характеристик, внешних условий требуется надежное моделирование систем управления.
Первые работы, выполненные совместно на пилотажном стенде НИО-15 для перспективного гражданского самолета, показали важность получаемых результатов как для оптимального проектирования самолета и шасси, так и для рационального обеспечения КСУ посадки при боковом ветре.
Для уточнения расчетов нагружения конструкции шасси и конструкции планера в процессе посадочного удара и управляемого движения по аэродрому прорабатываются вопросы развития специальных расчетных комплексов на основе комплекса программ SMS определения наземных нагрузок, который необходимо дополнить расчетными системами на основе МКЭ при решении задач оптимизации веса совместной системы «самолет + шасси».
|
ФГУП «ЦАГИ»
(НИО-19),
соисполнители НИО-15
|
Обеспечить финансирование работы в 2013-2014 гг. – 36 000 000 руб.
|
Лигостаев А.П., НИО-19 ЦАГИ, ведущий инженер отдела 1, 556-36-65
|
1.7.
|
Исследования в обеспечение разработки нормативно-технической документации
|
2013-2025 гг.
О достигнутых результатах – см. п. 1.2 «Разработка технологий и нормативно-технической документации в обеспечение управления жизненным циклом двигателя на основе анализа экономической эффективности и экономических рисков»
|
ФГУП «ЦИАМ им. П.И. Баранова», ФГУП «НИИСУ» ОАО «УК ОДК», ОАО «Авиапром»
|
О предложениях – см. п. 1.2 «Разработка технологий и нормативно-технической документации в обеспечение управления жизненным циклом двигателя на основе анализа экономической эффективности и экономических рисков»
|
Долгополов Илья Николаевич, начальник отдела, 3622273, ind@ciam.ru
|
1.8.
|
Совершенствование научно-методических подходов и проведение системных исследований конкурентоспособности авиационной техники и потенциального спроса с учетом результатов анализа тенденций и актуализации долговременных прогнозов конъюнктуры российского и мирового авиационного и авиатранспортного рынков
|
2013-2017 гг.
Результаты 2012 года:
- Проведены исследования по анализу и обобщению подходов к оценке конкурентоспособности и технического уровня пассажирских самолетов, в том числе подготовлены предложения по разработке проекта обобщенной методики оценки конкурентоспособности пассажирских самолетов, включая обобщение методических подходов к оценке конкурентоспособности продукции и анализ ряда практических методов оценки пассажирских самолетов; предложен перечень основных нормативных, функциональных, технических и экономических параметров, определяющих безопасность, экономическую и экологическую эффективность пассажирских самолетов; сформированы предложения по разработке обобщенной методики оценки конкурентоспособности пассажирских самолетов;
- Выполнен комплекс исследований, включающий актуализацию долгосрочного прогноза развития спроса российских авиакомпаний на поставки пассажирских и грузовых, магистральных и региональных самолетов, оценку условий и перспектив увеличения поставок отечественных самолетов на основе анализа текущего состояния отечественного парка гражданской авиации, темпов списания отработавших свой срок самолетов и потребных поставок новых самолетов для выполнения прогнозируемого объема перевозок в предстоящий 20-ти летний период.
|
ФГУП «ГосНИИ ГА», ФГУП «ЦАГИ»
|
Для эффективной реализации заявленных проектов в плановый, начиная с 2013 года, период считаем целесообразным рассмотрение возможности их целевого финансирования в рамках ФЦП «Развитие гражданской авиационной техники России на 2002-2010 годы и на период до 2015 года». Это обеспечит придание системного характера проводимым исследованиям, координацию работ всех организаций-соисполнителей, внедрение эффективного информационного обмена.
|
Страдомский Олег Юрьевич, ФГУП ГосНИИ ГА, заместитель генерального директора - директор Авиационного сертификационного центра ГосНИИ ГА
Тел. (495) 578-47-34, e-mail: ASCGOSNIIGA@mail.ru
|
1.9.
|
Исследование влияния на характеристики и эффективность эксплуатации воздушных судов требований по снижению уровня шума, эмиссии загрязняющих веществ и парниковых газов, подготовка предложений по развитию стандартов ИКАО, регламентирующих воздействие гражданской авиации на окружающую среду
|
2013-2017 гг.
Результаты 2012 года:
- Проведен анализ применения существующей в Российской Федерации нормативной правовой и нормативно-технической базы в авиастроении в обеспечение требований по защите окружающей среды от воздействия авиации с целью последующей валидации на этой основе существующих и разработки новых авиастроительных технологий с учетом необходимости выполнения ужесточающихся международных и национальных экологических требований к авиатехнике. Анализ, выполненный с учетом требований Конвенции о международной гражданской авиации (Приложение 16 «Охрана окружающей среды»), Резолюции А37-18 и А37-19 37 ой сессии Ассамблеи Международной организации гражданской авиации (ИКАО) и возможных направлений ужесточения экологических стандартов, позволяет заключить, что используемые технологии и нормативно-правовая база авиастроения обеспечивают соответствие разрабатываемых воздушных судов международным экологическим стандартам, которые будут действовать к моменту их сертификации. В то же время анализ показал ожидаемое в перспективе 10-20 лет значительное ужесточение экологических требований и планируемое существенное повышение экологических характеристик воздушных судов, что требует не только развития нормативной базы в сфере авиационной экологии, но и опережающего создания НТЗ для удовлетворения растущих требований по снижению негативного воздействия авиации на окружающую среду;
- Проведен комплекс исследований, включающий мониторинг хода разработки и анализ актуальной позиции САЕР по вопросу стандарта ИКАО на эмиссию углекислого газа самолетами; анализ конкурентоспособности отечественных самолетов в системе оценки уровня эмиссии углекислого газа, разработанной для будущего стандарта ИКАО; анализ требований и мониторинг реализации европейской системы торговли квотами на выбросы парниковых газов (ETS) в отношении гражданской авиации; оценку влияния включения авиации в систему ETS и принятия стандарта ИКАО на эмиссию углекислого газа на развитие парка российских авиакомпаний и рыночные перспективы отечественных самолетов; выработку предложений по уровню требований стандарта на эмиссию углекислого газа с учетом интересов отечественного самолетостроения и авиакомпаний;
- Проведен комплекс исследований, включающий анализ вклада мировой гражданской авиации в объем эмиссии, целей и задач ИКАО по сокращению выбросов парниковых газов в международной гражданской авиации; исследование факторов, влияющих на уровень выбросов парниковых газов, и мирового опыта разработки мероприятий по снижению уровня выбросов парниковых газов в гражданской авиации; оценку перспектив снижения выбросов диоксида углерода российским воздушным транспортом с учетом динамики состава парка и прогнозов развития рынка авиаперевозок; разработку комплекса организационных и технических мер с целью снижения выбросов диоксида углерода отечественной гражданской авиацией.
|
ФГУП «ГосНИИ ГА», ФГУП «ЦАГИ», ФГУП «ЦИАМ»
|
Для эффективной реализации заявленных проектов в плановый, начиная с 2013 года, период считаем целесообразным рассмотрение возможности их целевого финансирования в рамках ФЦП «Развитие гражданской авиационной техники России на 2002-2010 годы и на период до 2015 года». Это обеспечит придание системного характера проводимым исследованиям, координацию работ всех организаций-соисполнителей, внедрение эффективного информационного обмена.
|
Страдомский Олег Юрьевич - Заместитель генерального директора ФГУП ГосНИИ ГА - директор Авиационного сертификационного центра ГосНИИ ГА
Тел. (495) 578-47-34, e-mail: ASCGOSNIIGA@mail.ru
|
1.10.
|
Формирование организационно-технической и нормативной базы современной системы обеспечения и поддержания летной годности воздушных судов гражданской авиации Российской Федерации в соответствии с требованиями ИKAO и международных стандартов
|
2013-2017 гг.
Результаты 2012 года:
- Разработка проектов государственных стандартов (ГОСТ Р), включая:
«Воздушный транспорт. Порядок выпуска обязательной информации по поддержанию летной годности воздушных судов на этапе эксплуатации», гармонизированного с требованиями стандартов Конвенции о международной гражданской авиации (Чикаго, 1944 г.);
«Воздушный транспорт. Система технического обслуживания и ремонта авиационной техники. Контроль параметров технологического оборудования. Основные положения», гармонизированного с требованиями документа ИКАО 9859/474.
- Проведение диссертационных исследований по данной тематике:
«Разработка мероприятий по защите воздушных судов гражданской авиации в условиях воздействия нехарактерных коррозионно-агрессивных факторов»;
«Разработка математических моделей прогнозирования характеристик выносливости критических зон и элементов конструкции вертолета Ми-26 с учетом эксплуатационной нагруженности»;
«Алгоритм оптимизации процесса оценки летной годности воздушных судов иностранного производства на основе информативности контролируемых параметров проверки».
|
ФГУП «ГосНИИ ГА»
|
Для эффективной реализации заявленных проектов в плановый, начиная с 2013 года, период считаем целесообразным рассмотрение возможности их целевого финансирования в рамках ФЦП «Развитие гражданской авиационной техники России на 2002-2010 годы и на период до 2015 года». Это обеспечит придание системного характера проводимым исследованиям, координацию работ всех организаций-соисполнителей, внедрение эффективного информационного обмена.
|
Громов Михаил Степанович, ФГУП ГосНИИГА, Заместитель генерального директора - директор Научного центра поддержания летной годности воздушных судов ФГУП ГосНИИ ГА (НЦ-13), 8-495-956-49-61, gromov@ncplg.ru
|
1.11.
|
Разработка методологии и процедур ускоренного внедрения технологий сертификации программного обеспечения для авиационного бортового и наземного оборудования
|
2013-2015 гг.
В 2012 году работы и исследования не проводились в связи с отсутствием финансирования.
|
ОАО Концерн ПВО «Алмаз-Антей», ФГУП «ГосНИИ АС», ГК «Ростехнологии»,
ОАО «НТЦ «Промтехаэро»,
ОАО «ВНИИРА»
|
Включить НИР в готовящиеся проекты по развитию авиационной техники.
|
Соломенцев В.В. (Концерн ПВО «Алмаз-Антей»)
|
II.
|
Поисковые и фундаментальные исследования по основным направлениям развития авиационной науки и технологий
|
2.1.
|
Поисковые и фундаментальные исследования в обеспечение развития теории и обоснования направлений совершенствования рабочего процесса в компонентах перспективных авиационных ГТД, ПВРД и комбинированных силовых установок
|
2013-2025 гг.
Результаты 2012 г.:
1.1. Выполнен начальный этап исследований по использованию детонационного горения в камере сгорания ГТД. Реализация такого режима горения в составе ГТД означает переход к новому термодинамическому циклу, который по теоретическим оценкам эффективнее традиционного цикла с горением при постоянном давлении, который применяется в настоящее время в традиционных ГТД. Анализируется возможность, которая в настоящее время представляется наиболее приемлемой с позиций интеграции детонационной камеры сгорания в состав ГТД. Это режим горения в непрерывно вращающейся детонационной волне. В рамках завершенного этапа работ проведены: адаптация кинетических и физико-математических моделей и имеющихся в ЦИАМ программ расчета детонационного горения к рассматриваемому режиму; проведен цикл расчетных исследований в модельной детонационной камере в условиях, характерных для ГТД; определены основные направления работы по интеграции детонационной камеры в состав ГТД.
1.2. Усовершенствована реакционная модель, применяемая для описания сверхзвукового режима горения водорода в воздушном потоке в камере высокоскоростного прямоточного воздушно-реактивного двигателя, характерной особенностью которого является малое время пребывания топлива и воздуха в канале. При этом первостепенную роль приобретает достоверность используемого механизма химических реакций. Обращалось внимание не только на длину задержки воспламенения, но также и на длину зоны энерговыделения. Был выполнен сравнительный анализ современных детальных кинетических механизмов, предложенных для моделирования воспламенения и горения водородно-кислородной (воздушной) смеси. Установлены различия в системе определяющих химических реакций, а также в выборе констант скоростей химических реакций для разных механизмов. При уточнении механизма химических реакций, используемого в настоящей работе, учтены результаты экспериментальных исследований, выполненных как ранее, так и в самое последнее время, по временам индукции, по скорости распространения ламинарного фронта пламени, по изменению во времени концентраций компонентов, ответственных за развитие цепного механизма. Кроме того, учитывались новые теоретические данные по скоростям химических реакций, полученные на основе квантово-химических расчетов. Показано, что влияние кинетических схем на характеристики модельной камеры сгорания высокоскоростного ВРД оказывается существенным. Получено, что отличия в длинах зоны задержки воспламенения, предсказанных с помощью альтернативных кинетических моделей, не превышает для рассматриваемых условий 30%. В то же время, длина зоны энерговыделения может отличаться более, чем в четыре раза. Поскольку модифицированный кинетический механизм, предложенный в данной работе, обеспечивает наилучшее совпадение по всему доступному набору экспериментальных данных, предназначенных для проверки реакционных моделей, то можно надеяться на достоверность характеристик процесса горения, предсказываемых с помощью модифицированной реакционной модели.
1.3. Продолжены исследования влияния возбуждения внутренних степеней свободы молекул исходных реагентов на процесс сверхзвукового горения в условиях, когда при традиционном методе организации рабочего процесса из-за большой длины задержки воспламенения эффективность горения чрезвычайно низка. Для интенсификации процесса горения анализируется возможность использования резонансного лазерного излучения с длиной волны 762.3 нм и 193.3 нм. В первом случае облучение потока сопровождается возбуждением электронных состояний O2(b1) молекулярного кислорода, а во втором – фотодиссоциацией молекул кислорода. Для рассмотренного режима работы камеры лазерное излучение с длиной волны 193.3 нм оказалось гораздо более эффективным (повышение энергетической полноты сгорания и тяговых характеристик – суммарной продольной силы), чем излучение с длиной волны 762.3 нм. Следует отметить, что в наилучшем варианте, реализованном с учетом неравномерности воздушного потока на входе в камеру сгорания, при локальном воздействии лазерного излучения с длиной волны 193.3 нм удается повысить (в сравнении с исходным вариантом) полноту сгорания более, чем в 4.7 раза, а интеграл сил давления возрастает почти в два раза. Проведены оценки минимально необходимой области облучения и энергии излучения, подводимой к потоку. Следует отметить, что тепловой механизм воздействия (эквивалентный по энергии нагрев потока) не оказывает заметного влияния на процесс горения.
Кроме того, в рамках проекта решены следующие задачи:
1.4. Разработка реакционных механизмов воспламенения и горения углеводородных, альтернативных и синтетических топлив применительно к реактивным двигателям.
1.5. Разработка реакционных механизмов воспламенения и горения комбинированных топлив, включающих наночастицы высокоэнергетичных материалов.
1.6. Исследование эффективности использования комбинированных топлив, включающих наночастицы высокоэнергетичных материалов, в различных типах реактивных двигателей.
1.7. Исследования по интенсификации процессов воспламенения и горения водорода, синтез - газа и углеводородных топлив, а также обеспечения низкоэмиссионного сжигания топлив путем возбуждения колебательных и электронных состояний молекул реагентов в условиях работы камер сгорания реактивных двигателей.
|
ЦИАМ
|
Необходимо целенаправленное финансирование фундаментальных НИР, ориентированных на разработку комплексных физико-математических моделей потока, реализующегося в тракте перспективных двигателей и их узлов, включая, кинетические механизмы для описания физико-химических процессов в горячей части двигателя, развитие современных подходов к описанию турбулентных течений и турбулентного горения, создание новых численных методов расчета нестационарных неравновесных турбулентных течений. Отсутствие целевого блока фундаментальных исследований, ориентированных на решение прикладных задач, приводит к снижению уровня прикладных НИР, направленных на разработку новых технологий организации рабочего процесса в перспективных двигателях. Это обстоятельство является одной из основных причин усиливающегося отставания от мировых лидеров в области авиационной науки и научного сопровождения разработок новых образцов техники.
|
Копченов В.И.
(отд. 600)
|
2.2.
|
Поисковые и фундаментальные исследования особенностей деформирования и разрушения деталей двигателей из перспективных конструкционных материалов (металлических сплавов, интерметаллидов, композиционных материалов) с учетом различных повреждающих факторов и условий нагружения
|
2013-2025 гг.
Результаты 2012 г.:
Масштабные исследования планировалось начать с 2013 года, тем не менее, в ЦИАМ проводились исследования в данном направлении в рамках выполнения НИР «Двигатели-2025». В 2012 году в обеспечение создания конструкций корпусов ТРД, локализирующих последствия обрыва лопаток роторов, и с целью накопления данных для дальнейших изысканий были проведены экспериментальные исследования стойкости к удару образцов, изготовленных из отечественных композиционных материалов с различной схемой армирования.
В 2012 г. и в последующие годы предполагалось выполнить исследования закономерностей деформирования и разрушения в условиях многоциклового нагружения и малоциклового нагружения («жёсткий» цикл) с коэффициентом асимметрии цикла R=0.1 новых перспективных материалов – жаропрочных сплавов с ультрамелкозернистой (УМЗ) структурой с элементами нано-структуры – алюминиевого сплава типа АК4-1 для лопаток вентилятора и титанового сплава типа ВТ6 для лопаток компрессора, никелевых литейных сплавов с монокристаллической структурой для лопаток турбины АГТД.
Были получены результаты исследования многоцикловой усталости (МнЦУ) при температурах 20С и 175С на основании испытаний корсетных образцов из сплава АК4-1 и сплава ВТ6 со стандартной и УМЗ структурой (Образцы для испытаний были изготовлены в УГАТУ – г. Уфа, методом РКУП).
Получены кривые МнЦУ, построенные по степенной модели с численными коэффициентами, которые определены по полученным в работе экспериментальным данным. Определены значения пределов МнЦУ на базе N=107 циклов.
Экспериментальные данные получены в Испытательной лаборатории ЦИАМ, аттестованной и аккредитованной Федеральным агентством по техническому регулированию и метрологии в системе сертификации ГОСТ Р и АВИАРЕГИСТРОМ МАК в системе сертификации АТ и ОГА.
В результате фрактографических исследований усталостного разрушения и развития усталостной трещины в образцах из сплавов АК4-1 и ВТ6 с исходной структурой и УМЗ - структурой после испытаний на МнЦУ установлено, что макро- и микро- фракто - графические характеристики изломов образцов с исходной структурой и УМЗ - структурой принципиально не различаются.
Показано, что развитие и рост усталостной трещины в образцах из сплава ВТ6 с УМЗ-структурой происходит значительно медленнее, чем в образцах с исходной структурой. Это различие определяется, в первую очередь, значительно более продолжительным инкубационным периодом зарождения усталостной трещины. При этом указанное различие обусловлено (в том числе) ранним зарождением трещины от дефекта на поверхности (риска на поверхности от мех. обработки) в образце с исходной структурой, в то время как трещины в образцах с УМЗ структурой зарождались существенно позже от внутренних очагов.
|
ЦИАМ, Уфимский ГАТУ
|
В соответствии с объемом финансирования в рамках задач Платформы будет составлен календарный план и развернуты исследования.
|
Голубовский Е.Р. (отд. 200)
Каримбаев Т.Д. (отд.200)
Темис Ю.М. (отд. 003)
|
2.3.
|
Разработка фундаментальных проблем создания гиперзвуковых прямоточных воздушно-реактивных и ракетно-прямоточных двигателей
|
2013-2017 гг.
Результаты 2012 г.:
Освоена технология расчетов гиперзвукового летательного аппарата с работающим прямоточным двигателем, которая позволила поставить вопрос о соответствии реальных тяговых характеристик и характеристик, получаемых в условиях наземных испытаний. В этом направлении было выполнено расчетно-аналитическое исследование возможностей моделирования тягово-аэродинамических характеристик при испытаниях моделей ГЛА с ПВРД в аэродинамических трубах, условия в которых отличаются от условий натурного полета, прежде всего по температуре торможения потока. Показано, что, в отличие от одномерных расчетов, при рассмотрении двумерной схемы ГЛА с ПВРД моделирование по приросту энтальпии потока на выходе, даже для идеального газа и с учетом термического кпд, не позволяет получить согласование тяговых характеристик для полетных и стендовых условий. Основной причиной является различие в величине и распределении массоподвода, необходимого для моделирования прироста энтальпии потока.
Выполнены эксперименты с моделью малогабаритного ПВРД в аэродинамической трубе «Транзит-М». В экспериментах был организован тепломассоподвод в проточном тракте силовой установки за счет организации горения водородо-воздушной смеси в газогенераторе внутри модели. Измерения полного сопротивления модели показали существенное (до 30%) уменьшение сопротивления при работе прямоточного двигателя;
На основе оптимизационных расчетов и предварительных экспериментальных исследований, изготовлена обновленная модель осесимметричного ГЛА с встроенной силовой установкой. Подготовлена экспериментальная установка и экспериментальное оборудование для исследования тягово-аэродинамических характеристик модели. Отработана надёжная работа газогенератора твердого топлива, расположенного в модели ГЛА. Выполнен полный цикл отладки всех систем обеспечения эксперимента. Проведена серия весовых испытаний, как модели ГЛА в целом, так и её элементов. Выполнены испытания модели с работающей силовой установкой, получена тяга, компенсирующая более 30% аэродинамического сопротивления модели. Выявлены недостатки работы воздухозаборного устройства модели ГЛА;
Выполнено экспериментальное исследование аэродинамических характеристик модели ГЛА с имитацией работы прямоточного двигателя;
Выполнен анализ различных схем управления потоком в канале модели воздухозаборника. Показано, при продольном перемещении обечайки достигается необходимый уровень расхода воздуха и восстановления полного давления. Вместе с этим выяснилось, что влияние пограничного слоя может приводить к срыву втекания в канал и критическому снижению расхода воздуха, т.е. к незапуску воздухозаборника. Поэтому необходимым условием эффективной работы воздухозаборника может быть его регулирование. Получено, что воздухозаборник не был запущен при низких числах Маха М<4 во всех исследованных конфигурациях. Для обеспечения запуска необходим пористый слив пограничного слоя перед входом в канал и/или слив/вдув газа в горле воздухозаборника;
На модели носовой части воздухозаборника выполнены экспериментальные исследования положения зоны ламинарно-турбулентного перехода пограничного слоя. По результатам исследования было определено положение ламинарно-турбулентного перехода для числа Маха 4 и 6. Переход на трехмерном теле происходит несколько раньше по сравнению с пластиной, что объясняется меньшим локальным числом Маха на границе пограничного слоя по отношению к числу Маха набегающего потока. Как и следовало ожидать, при увеличении числа Маха переход затягивался. В результате проведенных экспериментов выяснилось, что при числе Маха 6 переход затягивается в большей степени вблизи плоскости симметрии модели. Влияние угла скольжения 2 сказывалось незначительно на той стороне модели, где проводились измерения;
Выполнены экспериментальные исследования влияния поверхностного разряда на характеристики воздухозаборника, где впервые была продемонстрирована реальная возможность управления течением в реальной модели воздухозаборника и влияние этого процесса на интегральные характеристики воздухозаборника;
Разработана и изготовлена новая модель носовой части воздухозаборника для определения ламинарно-турбулентного перехода в условиях искусственной турбулизации и его влияния на расходные характеристики воздухозаборника. В качестве турбулизаторов использовались механические генераторы вихрей. Проведены испытания воздухозаборника с различными турбулизаторами высотой 0.8 мм и 1.25 мм, установлено, что турбулизации пограничного слоя на расход воздуха и работу воздухозаборника в целом может оказывать существенное влияние, поскольку влияет на изменение длины перехода от ламинарного течения к турбулентному и таким образом способствовать запуску воздухозаборника. Влияние размера турбулизатора практически не влияет на изменение расхода воздуха через воздухозаборник. Влияние турбулизации пограничного слоя проявляется также на распределении давления на поверхностях внешнего сжатия и в канале воздухозаборника;
Проведены численные расчеты и экспериментальные исследования обтекания обратного уступа в канале при числах Маха от 2 до 4. Три конфигурации уступов были экспериментально исследованы: 1 – без предварительного воздействия (базовая конфигурация), 2 – с предварительным сжатием (угол сжатия) и 3 – с предварительным расширением (течение Прандтля-Майера). Сравнение вычисленных и экспериментальных данных по распределению статического давления за уступом конфигурации 1 продемонстрировало хорошее их соответствие. Выполнена верификация расчетного метода для выбора модели турбулентности, наиболее приемлемой для подобных течений. На основании расчетов выполнен подробный анализ волновых картин течения для разных конфигураций уступа. Полученные результаты расчета при различной температуре стенок показали существенное влияние температурного фактора на распределение статической температуры и вихревой структуры течения в отрывной зоне.
Разработана концепция быстродействующего пневмомеханического клапана с проходным диаметром 100 мм для подачи толкающего газа к большой ступени мультипликатора давления, обеспечивающего “полку” параметров рабочего тела установки ИТ-302М. Проведенные отладочные испытания на модельных образцах показали работоспособность предлагаемой системы подачи. На основе концепции разработана техническая документация на изготовление полноразмерного клапана;
Выполнено определение состава рабочего тела на срезе сопла установки ИТ-302М при комбинированном нагреве рабочего тела в форкамере за счет электрического разряда и химической энергии водорода;
Разработана методика учёта тепловых потерь в стенки форкамеры ИТ при расчёте параметров потока в рабочей части трубы. Показано, что к 100 мс режима неучёт теплоотдачи в стенки первой форкамеры завышает температуру торможения воздуха в рабочей части по сравнению с расчётом без учёта потерь тепла на 6-18 % при воспроизводстве натурной температуры торможения для полёта летательного аппарата с числом Маха 5-8.
|
ИТПМ им. С.А. Христиановича СО РАН
|
Для успешного выполнения работы необходимо содействие техплатформы в организации конкурса на выполнение поисковых научно-исследовательских работ в рамках федеральной целевой программы Минпромторга, так как необходимо привлечение финансирования в объеме 291 460 тыс. руб. на период 2013-2017 гг.
|
Фомин Василий Михайлович, ИТПМ им. С.А. Христиановича СО РАН, академик, директор института, тел. 383-330-85-34, факс 383-330-06-55,
e-mail: fomin@itam.nsc.ru
|
2.4.
|
Обоснование новых возможностей улучшения аэродинамических характеристик дозвуковых летательных аппаратов
|
2013-2017 гг.
Результаты 2012 г.:
Задача 1 «Физическое обоснование перспективных подходов к управлению ламинарно-турбулентным переходом (ламинаризации течения) в пограничных слоях на прямом и скользящем крыльях», сроки выполнения: февраль 2012 – май 2012. Получены экспериментальные результаты, углубляющие представления о фундаментальных свойствах переходных пограничных слоев. На модели прямого крыла выявлены особенности развития волновых пакетов – т.н. «предвестников» продольных структур возмущений, генерируемых в ламинарном пограничном слое пространственно локализованным внешним воздействием. Определены характеристики восприимчивости течений на прямом и скользящем крыльях к вихревых возмущениям внешнего потока в присутствие неровностей и вибраций обтекаемой поверхности.
Задача 2 «Исследование динамики неустойчивых струйных течений и возможностей управлениями ими слабыми внешними воздействиями», сроки выполнения: июнь 2012 – октябрь 2012. На дозвуковой струйной установке проведены эксперименты по влиянию начальных условий формирования круглых и плоских струй на их гидродинамические возмущения и переход струйных течений в турбулентное состояние. Следуя полученным данным, радикальное влияние на развитие струи оказывает изменение профиля скорости на срезе сопла от ударного к параболическому, в результате чего ламинарный участок течения оказывается гораздо более протяженным. В различных начальных условиях определены особенности взаимодействия возмущений, характерных для струйных течений, которые доминируют в процессе разрушения ламинарного движения. Опробованы некоторые способы управления характеристиками струи, включая использование элементов неровности, располагаемых вблизи среза сопла, и внешние акустические колебания.
Задача 3 «Исследование влияния ламинарно-турбулентного перехода на характеристики отрывных течений в окрестности элементов конструкции дозвуковых летательных аппаратов», сроки выполнения: ноябрь 2012 - март 2013. Получены экспериментальные результаты по линейной устойчивости ламинарного отрывного течения на теле вращения, анализ которых позволит судить о влиянии поперечной кривизны отрывного течения на его переход к турбулентному состоянию. В аэродинамической трубе начаты исследования отрывного обтекания крыла, расположенного под большими углами атаки, подверженного воздействию вихревой дорожки в набегающем потоке; предварительная обработка результатов показывает возможность частичного либо полного предотвращения отрыва при изменении взаимного расположения экспериментальной модели и дорожки вихрей. Методами визуализации зафиксирована пространственная структура течения на крыле с волнистой поверхностью в условиях гидродинамической неустойчивости и частичного отрыва ламинарного потока при переменном угле скольжения; проводится сопоставление опытных данных с аналогичными для крыла с традиционно гладкой поверхностью.
Задача 6 «Разработка системы пространственной ориентации беспилотного летательного аппарата», сроки выполнения: январь 2012 – декабрь 2013. Выполнен обзор методов и средств измерения углов атаки, скольжения, полного и статического давления применительно к беспилотным аппаратам. Проанализированы достоинства и недостатки датчиков флюгерного типа, многоканальных пневмометрических зондов и варианта с дренажом заподлицо с поверхностью носовой части аппарата. Выполнены пробные расчёты обтекания схематизированных носовых частей сферического зонда и аппарата с использованием программы Fluent при скоростях V=100 м/с и углах атаки 0 и 80 градусов. Работы по выбору комплексного малогабаритного датчика, обеспечивающего удовлетворительную погрешность измерений продолжаются.
Задача 7 «Развитие и разработка новых методов аэродинамического эксперимента», сроки выполнения: январь 2012 – декабрь 2013. На струйной установке внедрен и отработан метод экспериментального определения поля скоростей по изображениям частиц (particle image velocimetry) применительно к изучению неустойчивости струйных течений и возможностей управления их характеристиками.
Основные результаты работы изложены в научных статьях, подготовленных для опубликования в рецензируемых журналах.
|
ИТПМ им. С.А. Христиановича СО РАН
|
Для эффективной работы по проекту необходимо адресное финансирование исследований в объеме от 200 000 до 250 000 тыс. рублей до 2017 года.
|
Козлов Виктор Владимирович, профессор, д.ф.-м.н. ИТПМ СО РАН, заведующий лабораторией, тел.: (383) 330-42-78, e-mail: kozlov@itam.nsc.ru
|
2.5.
|
Аэрогазодинамические проблемы создания сверхзвуковых транспортных самолётов
|
2013-2017 гг.
Результаты 2012 г.:
Начато выполнение предварительного этапа проекта (2012-2013 гг.) по задачам, связанным с фундаментальными основами создания сверхзвуковых транспортных самолетов. Работы проводились по проблемам перехода, процессов обледенения, уменьшению звукового удара, трехмерным воздухозаборникам, выбору компоновок планера и совершенствованию методов оптической диагностики.
Основные результаты, достигнутые в рамках работы по проекту в 2012 году:
1) Оптимизация геометрии, формы и качества несущей поверхности с целью повышения аэродинамического совершенства планера. Исследование эффективности законцовок крыла для снижения индуктивного сопротивления и интенсивности вихревого следа.
Выполнен анализ методов эксперимента по определению параметров течения в аэродинамическом следе за крылом. Проведена адаптация методики визуализации течения методом лазерного ножа. Разработана техническая документация на изготовление защитного бокса, обеспечивающего защиту видеокамеры в рабочей части аэродинамической трубы при проведении экспериментов.
2) Исследование методов управление ламинарно-турбулентным переходом и характеристиками течения в сжимаемых пограничных слоях на скользящих крыльях и в областях взаимодействия скачков уплотнения с пограничным слоем в окрестности элементов сверхзвуковых летательных аппаратов.
Выполнены экспериментальные исследования развития возмущений и определено положение ламинарно-турбулентного перехода на модели тонкого (3% профиль) крыла со сверхзвуковой передней кромкой в диапазоне чисел Маха 2 ÷ 4. Данные получены для двух случаев притупления передней кромки модели.
Продолжены исследования механизмов ламинарно-турбулентного перехода в слабонеоднородных (модулированных микро шероховатостями поверхности) двумерных и трехмерных пограничных слоях. Для течения на скользящем крыле изучены режимы установления течения при фиксированной высоте шероховатости для чисел Маха 2 и 2,5 в условиях одинакового единичного числа Рейнольдса и одинакового статического давления. Поскольку аэродинамическая труба Т-325 обладает хорошим качеством потока только для чисел Маха 1,5, 2, 2,5, для задачи ламинаризации будут использованы эти числа Маха. Проверка эффективности использования шероховатости поверхности для снижения турбулентного трения будет выполняться на более высоких числах Маха.
Для верификации кодов линейной теории гидродинамической устойчивости в контролируемых условиях получены результаты по линейному развитию волновых поездов в однородном сверхзвуковом пограничном слое скользящего крыла при числе Маха 2. Выполнено сравнение экспериментальных данных и расчетов, которое показывает, что программа расчета характеристик устойчивости для трехмерного сверхзвукового пограничного слоя дает близкие к экспериментальным данным результаты.
С целью тестирования и дальнейшего развития численных методов расчета обобщены и затабулированы результаты выполненных систематических экспериментальных исследований сверхзвуковых турбулентных отрывных течений в окрестности двумерных наклонных и прямых ступенек с углами отклонения наветренной грани = 8, 25, 45 моделирующих обтекание горизонтальных органов управления и элементов воздухозаборников сверхзвуковых летательных аппаратов при числе Маха М∞ = 3.
3) Исследование новых способов снижения уровня звукового удара.
Проведен сравнительный анализ методов снижения уровня звукового удара, создаваемого сверхзвуковым гражданским самолетом. Показана низкая эффективность существующих методов, основанных на перераспределении объема и подъемной силы по длине компоновки, выполненной по классической схеме. Для решения проблемы предлагаются апробированные нетрадиционные подходы:
- в качестве компоновки самолета использовать схему тандемного расположения двух крыльев на фюзеляже, при суммарной площади крыльев равной площади крыла эквивалентного по весу и длине самолета, выполненного по классической схеме «моноплан»;
- активное формирование возмущенного течения, обеспечивающего снижение интенсивности звукового удара, путем подвода энергии, массы и отвода энергии вблизи летательного аппарата.
4) Исследование характеристик эффективности трехмерного воздухозаборника в компоновке с планером самолета.
Продолжены экспериментальные исследования сверхзвукового воздухозаборника трехмерной конфигурации, концепция которого разработана и обоснована в ИТПМ в 2006-2009 гг. Воздухозаборник построен методом газодинамического конструирования с использованием для участка внешнего сжатия которого V образным тела – волнолета.
В 2012 г. выполнены экспериментальные исследования характеристик этого воздухозаборника на режимах с торможением сверхзвукового потока до малых дозвуковых скоростей в форкамере канала модели, на выходе из которого было установлено расходомерно-дроссельное устройство. При числах Маха М = 2 и 1.7 проведены испытания модели в вариантах изолированного воздухозаборника и воздухозаборника в компоновке с пластинами, имитирующими поверхности планера перед воздухозаборником, обеспечивающие предварительное сжатие захватываемой им струи. Выполнено численное моделирование течения с использованием коммерческого пакета «FLUENT». Дальнейшее продолжение работ связано с разработкой и изготовлением более сложной модели для экспериментального исследования эффективности сверхзвукового трехмерного воздухозаборника в системе с планером самолета, для чего требуется существенное финансовое обеспечение.
5) Исследование физических процессов, приводящих к обледенению.
Основная цель планируемых в Институте теплофизики им. С.С. Кутателадзе СО РАН (ИТ СО РАН) работ по проблеме обледенения самолетов состоит в экспериментальном моделировании процессов образования переохлажденных капель воды и их взаимодействия с поверхностью применительно к условиям полета в облаках. За отчетный период выполнен анализ способов и методов получения переохлажденных капель воды в лабораторных условиях.
6) Развитие и разработка новых методов аэродинамического эксперимента применительно к решению задач сверхзвукового транспортного самолёта.
Разработан новый тип адаптивных визуализирующих транспарантов, обладающих на 3-4 порядка меньшими временами релаксации (τ ~ 10−5 ÷ 10−4 с) по сравнению с ранее известными. Проведены эксперименты в САТ Т-325 ИТПМ СО РАН. Результаты соответствуют ожидаемым характеристикам методики и ее перспективности для исследования газовых потоков на установках с высоким уровнем вибраций.
Разработан эскизный проект мало-масштабного стенда для отработки методов создания равномерного поля концентраций переохлаждённых капель заданного размера. На этом стенде предполагается изучать эффективность различных противообледенительных систем и процессы адгезионного взаимодействия льда с антиобледенительными защитными покрытиями, включая гидрофобные покрытия.
|
ИТПМ им. С.А. Христиановича СО РАН, Институт теплофизики им. С.С. Кутателадзе СО РАН
|
Для эффективной работы по проекту необходимо адресное финансирование исследований в объеме от 250 000 до 300 000 тыс. рублей до 2017 года.
|
Косинов Александр Дмитриевич, зав. лаб. №14 ИТПМ СО РАН, д.ф.-м.н.,
kosinov@itam.nsc.ru
|
III.
| |
