CC BY
38
Список используемой литературы
1. Копылов И.П. Электрические машины: Учебник для вузов.-М.:Энергоатомиздат, 1986.-360 с.:ил. [формула 3.117]
2. Электронный ресурс «Scalar (V/f) Control of 3-Phase Induction Motors». - с 25. Режим доступа: http: //www .ti .com/lit/an/sprabq8/sprabq8.pdf
3. Официальный сайт журнала «Современные технологии автоматизации»- Режим доступа http://www.cta.ru/
© Михеев Е.А., 2016
УДК 629.735.33.016 + 621.45.015
Мозжорина Т.Ю., к.т.н.,
Россия, Москва, МГТУ им. Баумана. e-mail: [email protected].
Губарева Е.А., к.ф-м.н.
Россия, Москва, МГТУ им. Баумана.
e-mail: [email protected]
АНАЛИЗ ВЛИЯНИЯ АТМОСФЕРНЫХ УСЛОВИЙ НА ТОПЛИВНУЮ ЭФФЕКТИВНОСТЬ ПАССАЖИРСКОГО ДАЛЬНЕМАГИСТРАЛЬНОГО САМОЛЕТА
Аннотация
В данной работе исследуется влияние атмосферных условий, характерных для различных климатических зон, на результаты оптимизации программы полета (I III) дальнемагистрального пассажирского самолета.
Моделирование полета и характеристик силовой установки основано на современных традиционных подходах, используемых в задачах подобного рода. Оптимизация программы полета проводится по критерию минимума количества топлива, затраченного на полет при заданной дальности. Расчеты проведены для 6 стандартов изменения температуры воздуха по высоте (в зависимости от климатической зоны), как в случае оптимизации II для выбранной климатической зоны, так и при полете по II, полученной для условий Международной стандартной атмосферы (МСА). Проведен сравнительный анализ топливной эффективности дальнемагистрального самолета при различных атмосферных условиях.
Ключевые слова
Моделирование полета, моделирование ГТД, оптимизация программы полета пассажирских самолетов.
T.Yu. Mozzhorina, E.A.Gubareva
Bauman Moscow State Technical University, Moscow, 105005, Russia e-mail: [email protected], [email protected]
HOW CLIMATIC CONDITIONS INFLUENCE ONTO FUEL EFFICIENCY OF A LONG
DISTANCE PASSENGER AIRCRAFT
How atmospheric conditions typical to different climatic zones influence onto flight program optimization of a long distance passenger aircraft is examined.
The modern traditional approaches are used for simulating a flight and power plant performances. The flight program is optimized according to a criterion minimizing fuel consumption during flight under given flight range. The calculations are performed for six standards on measuring the air temperature over altitude (depending on climatic zone) both for the flight program for the chosen climatic zone and for the flight program obtained for the
_МЕЖДУНАРОДНЫЙ НАУЧНЫЙ ЖУРНАЛ «СИМВОЛ НАУКИ» №11-3/2016 ISSN 2410-700Х_
International Standard Atmosphere. A comparative analysis of the fuel efficiency of the long distance passenger aircraft under different climatic conditions is performed.
Keywords
Flight simulation, modeling GTE optimization program of the flight of passenger aircraft.
Введение.
Проблема оптимизации I II I пассажирских самолетов не теряет своей актуальности достаточно долгое время [1-17]. В данной расчетно-исследовательской работе оценивается влияние атмосферных условий на результаты оптимизации, также оценены возможные потери топлива при реализации полета по II, оптимальной для условий МСА, но неоптимальной для конкретных климатических условий.
Использованы традиционные подходы при моделировании полета дозвукового самолета в вертикальной плоскости [1], [2]. Алгоритм расчета отражает особенности отдельных участков полета: взлет, первичный набор высоты, основной набор высоты и т.д. Для каждого участка полета в соответствии с принятой практикой составлена своя система дифференциальных уравнений движения ЛА (описывающих только движение центра масс без учета уравнений моментов), характерная для заданного режима полета. В уравнениях движения не пренебрегаем углами атаки.
Расчет характеристик двигателей производится в отдельной подпрограмме, которая вызывается внутри численного метода решения системы дифференциальных уравнений. Модель двигателя соответствует первому уровню [3]. Характеристики узлов двигателя представлены в виде математических моделей нулевого уровня (обобщенные аппроксимационные зависимости) [3]. Переходные режимы работы двигателя не моделируются. Термодинамические свойства рабочего тела определяются в соответствии с алгоритмами, изложенными в [3], [4].
Постановка задачи.
Оптимизация программы полета на участке разгона-набора высоты (Н = f (V)) проводится с
использованием критерия эффективности: минимум топлива ттр , израсходованного на этом участке
полета [1], [14]. Указанный критерий эффективности является функционалом в задаче оптимального управления:
He 2
m = J FdH ^ min
тр J e
He1
Численное решение задачи оптимального управления сводится к минимизации в каждой расчетной точке программы полета на участке основного набора высоты функции Флорова [1], [2] вида:
G ■ i
Т
F =
п • V
где GТ - расход топлива одного двигателя, который зависит от высоты, скорости полета, атмосферных условий, текущего веса самолета и его аэродинамических качеств, 7 - число двигателей, V - скорость полета,
Н - высота полета, П - горизонтальная перегрузка
^ P cos(a + p)i - X^ n =-1-—-
x
mcg
, р - угол установки двигателя
V
в вертикальной плоскости относительно хорды крыла, X - угол атаки, тс - масса самолета, g = 9,81 м/с -
ускорение свободного падения, X = С —— S - сила аэродинамического сопротивления, Р - тяга одного
* 2
двигателя.
Эта функция есть не что иное, как производная соответствующего интегрального критерия
оптимизации по энергетической высоте
Г V2 А Н = — + H
2 g
у
а именно, р = . Значения энергетической dH
_МЕЖДУНАРОДНЫЙ НАУЧНЫЙ ЖУРНАЛ «СИМВОЛ НАУКИ» №11-3/2016 ISSN 2410-700Х_
высоты начала и конца исследуемого участка полета строго фиксированы.
Таким образом, выбор оптимальных значений H и V при каждом значении энергетической высоты (аргумент в системе ДУ движения), определяется по условию минимизации производной соответствующего критерия эффективности по энергетической высоте, при ограничениях: Hk 1 > Hk , Vk+1 > Vk .
Оптимизация программы полета на крейсерском участке полета проводится с использованием критерия эффективности - минимум топлива тткр, израсходованного на этом участке полета, так как
рассматривается полет на заданную дальность. Указанный критерий эффективности является функционалом в задаче оптимального управления:
2
m = f q(V , H )dL ^ min.
ткр J 1 V кр ? кр У
-IV кр ^ кр /
¿1
Решение задачи оптимального управления сводится к минимизации в каждой расчетной точке крейсерского участка полета километрового расхода топлива: G ■ I
q(V , H ) = ■
J V кр ' кр '
V*
Изменение скорости в течение крейсерского полета проводить нецелесообразно, так как с одной стороны наличие ускорения во время полета снижает комфортность, с другой стороны, желание сократить время полета остается достаточно важным, в связи с чем выбираются максимально допустимые постоянные Мп = 0,8.. .0,85 (с точки зрения умеренного аэродинамического сопротивления на дозвуковых скоростях полета).
При этом необходимо учитывать следующие эксплуатационные ограничения:
- полет может совершаться только на заданных дискретных значениях высот (эшелонах) [5],
- переход на следующий эшелон возможен при существующем избытке (по сравнению с обеспечением полета при постоянной скорости полета) тяги двигателей 20% и его целесообразность определяется меньшим значением километрового расхода топлива на следующем эшелоне по сравнению с текущим значением высоты,
- возможный диапазон крейсерской высоты полета выбран в пределах: 10650 - 13700 м,
- число Маха полета на крейсерском участке задано равным 0,8.
Если при этом рассматривать полет на дальние расстояния, то задачу минимизации расхода топлива на весь полет можно разделить на отдельные подзадачи минимизации расхода топлива на различных участках полета [1], [2].
Оптимизация участка снижения-торможения производится в той же постановке, что и для участка разгона-набора высоты, с учетом ограничений на вертикальную скорость снижения (не более 7 м/сек), а также ограничений вида: Н к+1 < Нк , Vk+1 < Vk .
Для моделирования выбраны параметры самолета, характерные для средне- и дальнемагистральных самолетов (высокое аэродинамическое качество - порядка 20.22 в крейсерском полете, двигатели повышенной степени двухконтурности - около 5 в крейсерском полете, достаточно большая взлетная масса - 142,88 тонны). Выбранный вариант самолета по своим массовым, тяговым и аэродинамическим характеристикам близок к самолету Boing-767-200. Система вертикального эшелонирования взята для воздушных судов в воздушном пространстве Российской Федерации с сокращенными интервалами (рассмотрен полет для путевых углов от 0 до179 градусов) [5]. Рассматривается полет на дальность 9500 км. Тяга не рассматривается в качестве параметра оптимизации, предполагается, что на участке набора высоты задан закон управления двигателем (режим номинальный), на участке снижения также задан закон управления двигателем (полетный малый газ), что связано с требованиями безопасности и комфортабельности полета.
Уравнения движения на указанных участках полета подробно изложены в [1], [2], [14-17]. Здесь приведем кратко:
- система уравнений на участке основного разгона-набора высоты, а также снижения-торможения:
dm
dН
е
¿г
= -О ■ г -
тсК
(Р ■ г ■ ео8(а + ф) - X) ■ V
тЛ
¿Н
е
dL
(Р ■ г ■ соа(а + ф,) - X) ■ V mcg■ео8в
¿Н е Р ■ г ■ со^а + фо) - X
где L - дальность полета, / - время полета, в - траекторный угол; - система уравнений для участка крейсерского полета:
¿т - О ■ г
_^ _ _т
dL ~ V . ¿г _ 1 Ш ~ V
Значения потребной тяги и потребного угла атаки определяются из системы алгебраических уравнений:
[У + Р ■ г ■ 8т(а + ф0) = mcg [X = Р ■ г ■ со8(а + ф0)
Отклонение температуры и давления от принятой МСА влияют в первую очередь на режим работы двигателя, а также на аэродинамические показатели во время полета из-за возможного изменения плотности воздуха. Были рассмотрены следующие стандарты, принятые для различных климатических условий: №0 - среднеинтегральная для Земли МСА, №1 - минимальная для арктических условий, №2 - минимальная для тропических и умеренных условий, №3 - максимальная для умеренных и арктических условий, №4 - максимальная межконтинентальная ИКАО, №5 - максимальная для тропических условий, №6 - максимальная для тропических условий (100% влажность).
Зависимости изменения температуры воздуха по высоте для всех указанных стандартов приведены на рис. 1. Изменение атмосферного давления по высоте рассчитывается из следующих предпосылок:
уравнения гидростатики: = —pg, где р - плотность воздуха, g - ускорение свободного падения,
¿Н
и уравнения состояния идеального газа: р = RрT , где R - газовая постоянная для воздуха. Из этих соотношений получаем:
1 Н g ¿И
1п р(Н) = 1п р--Г--, где р0 - давление на уровне моря.
0 R Г Т(И) 0
Температура при разных климатических условиях
14000
12000
10000
^ 8000
ь
о
3 6000 т
4000 2000 0
1 г 1 Хл
1 \ 4 Чч 1 ч \
Ч \
> V кч
Чч Х\
\ > N 1 1 ч ч
1 \Ч
МСА №0
----№1
--№2
-№3
• — №4 ■ • №5 .— №6
200 220 240 260 280 температура, К
300
320
Рисунок 1 - Зависимости температуры от высоты.
МЕЖДУНАРОДНЫЙ НАУЧНЫЙ ЖУРНАЛ «СИМВОЛ НАУКИ» №11-3/2016 ISSN 2410-700Х Кривые давления, соответствующие всем рассмотренным стандартам, приведены на рис. 2.
14000
12000
10000
| 8000 I-
о
2 6000 ю
4000 2000
Давление при разных климатических условиях (у земли стандартное)
* ч
ч
ч %
N
TT
-МСА №0
---№1
- №2
-№3
--№4
- • №5 • ■ — №6
10000 30000 50000 70000 давление, Па
90000
110000
Рисунок 2 - Зависимости давления от высоты
Численные методы, применяемые в алгоритмах.
Системы дифференциальных уравнений решается численным методом предиктор-корректор (метод Адамса), первые шаги в котором осуществляются по методу Рунге-Кутты четвертого порядка.
При решении системы алгебраических нелинейных уравнений (в модуле расчета характеристик двигателя) используется модифицированный метод Ньютона. Решение одного уравнения (при определении потребного угла атаки в крейсерском полете) проводится методом дихотомии.
При определении термодинамических свойств рабочего тела (в модуле расчета характеристик двигателя) использован итерационный метод решения одного алгебраического уравнения.
Данные по аэродинамике заложены в программу расчета в виде массива данных. Промежуточные значения рассчитываются путем линейной интерполяции. Момент перехода на следующий эшелон в крейсерском полете определяется на каждом шаге интегрирования проверкой километрового расхода топлива на текущем и последующем эшелоне и проверкой достаточного запаса по тяге.
Результаты расчетов.
Оптимальные траектории полета для различных атмосферных условий приведены на рис. 3 и 4.
Рисунок 3 - Оптимизация кресерского участка полета для 4-х стандартов изменения
температуры от высоты: №№ 0, 1, 3, 6.
000000000 00000000 00000000 ю^гг^ооочо^гг^ 1/У 'ин н
--№2 --№4 ---№5
1 ' Г-1
— — —
1
2000 4000 6000 8000 10000 Ьп, км
Рисунок 4 - Оптимизация кресерского участка полета для 3-х стандартов изменения
температуры от высоты: №№ 2, 4, 5.
Оптимальные программы полета на наборе высоты
16000 14000 12000 10000
г
с- 8000 X
6000 4000 2000 0
400 500 600 700 800 900
\/п, км/час
Рисунок 5 - Оптимальные программы полета набора высоты в виде зависимостей Н = /(V) .
Оптимальные программы полета на участке снижения
14000 12000 10000 * 8000
с х
6000 4000 2000 0
— МСА№0
--- №1
№2
- №3
— №4 • - №5
- №6
500 550 600 650 700 750 800 850
Уп, км/час
Рисунок 6 - Оптимальные программы снижения в виде зависимостей Н = /(У~) .
_МЕЖДУНАРОДНЫЙ НАУЧНЫЙ ЖУРНАЛ «СИМВОЛ НАУКИ» №11-3/2016 ISSN 2410-700Х_
Оптимальные ПП для участков полета: набора высоты и снижения со стандартным значением давления на уровне моря (101325 Па) приведены на рис. 5 и 6. Потребные углы атаки для обеспечения оптимальных ПП на этих участках приведены на рис. 7, 8.
Рисунок 7 - Потребные углы атаке при разгоне-наборе высоты.
Рисунок 8 - Потребные углы атаке при снижении-торможении.
Рисунок 9 - Расходы топлива на полет при различных климатических условиях и различных ПП.
_МЕЖДУНАРОДНЫЙ НАУЧНЫЙ ЖУРНАЛ «СИМВОЛ НАУКИ» №11-3/2016 ISSN 2410-700Х_
Выводы.
1. Полученные результаты расчетов характерны для самолета с хорошим аэродинамическим качеством и достаточной тягой двигателей (ТРДД со степенью двухконтурности около 5), позволяющим достигать первичной высоты крейсерского полета выше 10000 м. При других параметрах планера и СУ количественно результаты могут отличаться от полученных.
2. Влияние температуры атмосферного воздуха на результаты оптимизации программы полета значительно. Набор высоты при тропическом климате должен происходит более круто, чем при умеренном или арктическом. Для тропического климата становятся предпочтительными более высокие эшелоны крейсерского полета. Аналогичную ситуацию можно наблюдать и по оптимальным ПП при снижении.
3. Проводя полет без учета реального распределения температуры по высоте полета в атмосфере, можно затратить на полет гораздо больше топлива, чем при оптимальной ПП с учетом климатических условий. Так потери по топливу в холодом климате составляют до 7,5 % (до 3 т), при тропическом - до 4,5 % (до 2 т).
Список использованной литературы:
1. Югов О.К., Селиванов О.Д. Основы интеграции самолета и двигателя / Под общ. ред. О.К.Югова. - М.: Машиностроение, 1989. - 304с.
2. Аэродинамика и динамика полета магистральных самолетов. Под ред. академика РАН Бюшгенса Г.С., изд. ЦАГИ и Авиаиздательства КНР, Москва-Пекин, 1995, 772 с.
3. Теория двухконтурных турбореактивных двигателей. Под ред. С.М. Шляхтенко. М., Машиностроение, 1979.
4. В.И. Янкин. Система программ для расчета характеристик ВРД. М.: Машиностроение, 1976.
5. Постановление Правительства РФ от 11.03.2010 N 138 (ред. от 12.07.2016) "Об утверждении Федеральных правил использования воздушного пространства Российской Федерации"
6. Скрипниченко С.Ю. Оптимизация режимов набора высоты (экономические режимы полета). М.: Машиностроение, 1975. - 191 с.
7. Скрипниченко С.Ю. Основные направления экономичности полета гражданских самолетов // Авиация и космонавтика - 2003:Тезисы докл. междунар.научн. конф. М.: МАИ, 2003. С.74-75.
8. Скрипниченко С.Ю. Развитие энергетического метода для оптимизации режимов набора высоты и снижения // Современные проблемы динамики полета, аэродинамики и летных испытаний. Сборник докладов Всероссийской конференции. - М.: МАИ, 2004. С.110-118.
9. Скрипниченко С.Ю. Влияние индивидуальных характеристик самолета на наивыгоднейшие режимы полета. // Научный вестник МГТУ ГА. Сер. Аэромеханика и прочность. - М.: 2005, №81, С. 107-110.
10.Киселев М.А., Костин А.М. Тюменев В.Р. К оптимизации управления траекторным движением самолета. // Научный вестник МГТУ ГА, 2008, №125, С. 138-145.
11.Van Dierendock A. J. Practical Optimal flight control for aircraft with large flight envelopes // AJAA Paper, 1978 - № 73 -159 - 6 p.
12.Schultz R., Zagalsky N. Aircraft performance optimization // Journal of Aircraft. Vol.9. №2 - 1972 - 78 p.
13.Burrows J.W. Fuel optimal trajectory computation // Journal of Aircraft. Vol.19. №4 - 1972 - 64 p.
14. Губарева Е.А., Мозжорина Т.Ю. Оптимизация программы полета дозвукового пассажирского самолета на участке разгона - набора высоты. Инженерный журнал: наука и инновации, 2013, вып. 12, URL: http://engjournal.ru/catalog/mathmodel/aero/896.html.
15. Мозжорина Т.Ю., Губарева Е.А. Моделирование влияния атмосферных условий на результаты оптимизации программы полета дозвукового пассажирского самолета. Математическое моделирование и численные методы. 2014. Т. 3. № 3-3(3). С. 74-88.
16. Мозжорина Т.Ю., Губарева Е.А. Оптимизация программы полета дозвукового пассажирского самолета на участке крейсерского полета. Инженерный журнал: наука и инновации. 2014, вып. 12. URL:
http : //engj ournal .ru/articles/ 1248/1248/pdf
17.Мозжорина Т.Ю., Губарева Е.А. Оптимизация программы полета дозвукового пассажирского самолета на участке снижения с учетом эксплуатационных ограничений. Инженерный журнал: наука и инновации. 2015. № 8 (44). С. 1. URL: http://engjournal.ru/articles/1415/1415.pdf
© Мозжорина Т.Ю., Губарева Е.А., 2016.
УДК 693
В.А. Морьев
студент 3 курса магистратуры факультета Промышленное и гражданское строительство
АСА ДГТУ
г. Ростов-на-Дону, Российская Федерация [email protected]
УСТРОЙСТВО МОНОЛИТНЫХ ЖЕЛЕЗОБЕТОННЫХ КОЛОНН МЕТОДОМ БЕТОНИРОВАНИЯ ВПТ С ПРИМЕНЕНИЕМ КРУПНОЩИТОВОЙ ОПАЛУБКИ
Аннотация
Статья посвящена анализу состояния существующих технологий и выбору метода бетонирования для исследования.
В статье уделяется внимание актуальности в разработках новых и усовершенствования существующих строительных технологий.
Главное достоинство статьи в выборе и усовершенствовании метода бетонирования ВПТ, который ранее в основном использовался для подводного бетонирования.
Получены результаты комплексного исследования, которые позволяют сделать предложение по дальнейшему эффективному совершенствованию.
Ключевые слова
Строительные технологии, вертикальные несущие конструкции, огнестойкость, железобетон, бетонирование, ВПТ.
Строительство — вид человеческой деятельности, основная цель которого - создание инженерных зданий и сооружений, а также сопутствующих им объектов. Строительство имеет многовековую историю и будет существовать, пока существует человечество.
Многообразие конструкций зданий и сооружений порождает необходимость разработки и применения широкого спектра устройства вертикальных конструкций, чтобы возводимые здания могли соответствовать всем возможным требованиям, и в первую очередь - надежности. Их постоянное усовершенствование -основные задачи производителей и разработчиков.
Существуют стальные, трубобетонные и железобетонные вертикальные несущие конструкции. Наиболее важным условием возведение конструкций является снижение трудоемкости при обеспечении несущей способности и огнестойкости.
Известны конструкционные и не конструкционные методы огнезащиты. В России применение конструкционной огнезащиты достигает 90%, а за рубежом используется 50 на 50%.
