Исследование влияния асимметрии тяги на боковую балансировку самолета Текст научной статьи по специальности «Механика и машиностроение»

2006

НАУЧНЫЙ ВЕСТНИК МГТУ ГА серия Аэромеханика и прочность

№ 97

УДК 629.735.015:681.3

ИССЛЕДОВАНИЕ ВЛИЯНИЯ АСИММЕТРИИ ТЯГИ НА БОКОВУЮ

БАЛАНСИРОВКУ САМОЛЕТА

А.С. ЛЕСОВСКИЙ

Статья представлена доктором технических наук, профессором Кублановым М.С.

Дается оценка влияния асимметрии тяги на прирост дополнительного отклонения рулей, представляется методика определения балансировочных углов отклонения рулевых поверхностей. Обработана статистика для двигателя Д-30КУ и определены численные значения разнотяговости.

Современные средства автоматизированного контроля параметров полета в процессе летной эксплуатации, имеющие бортовые и наземные средства анализа полетной информации, позволяют осуществлять систематическое наблюдение за изменением аэродинамических характеристик в процессе эксплуатации. В результате анализа записей магнитной системы регистрации параметров (МСРП) было установлено, что горизонтальный сбалансированный полет самолета Ту-154 осуществляется с отклоненными рулями и элеронами. Основной причиной боковой разбалансированности самолетов является асимметрия тяги, называемая разнотяговостью, следующей по степени значимости причиной является асимметрия заправки топливом и разбалансированность систем управления. В данной работе остановимся на первой проблеме, являющейся наиболее значимой по мнению многих авторов [1, 2].

Асимметрия тяги двигателей в полете компенсируется дополнительными отклонениями органов управления, вследствие этого пилотирование такого самолета происходит при пониженных запасах устойчивости и управляемости, что снижает уровень безопасности полетов, увеличивает трудности пилотирования в неустановившихся режимах полета и увеличивает часовой и километровый расход топлива.

При значительной разнотяговости возможен один из трех видов полета: только с креном, только со скольжением, с креном и скольжением. Это не только усложняет пилотирование, но и увеличивает лобовое сопротивление самолета. Из рассмотренных полетов только полет с креном является предпочтительным, поскольку обладает минимальным приростом дополнительного сопротивления. По данным записей МСРП, балансировка самолетов происходит в основном за счет отклонения закрылков, элеронов, элеронов-интерцепторов, руля направления, хотя для каждого самолета этот набор свой. Особенно существенно возрастают сопротивление и перерасход топлива при отклонении элеронов-интерцепторов и руля направления (у самолета Ту-154 от балансировки элеронами-интерцепторами расход топлива в горизонтальном полете возрастает на 100 кг/ч - 150 кг/ч)[1].

Кроме того, отклонение элеронов-интерцепторов на малые углы приводит к росту разрежения под профилем и изменению распределения циркуляции по размаху крыла, а также уменьшает управляющий момент от элеронов. Следует заметить также, что при дополнительной нагрузке на узлы подвески значительно увеличивается износ деталей.

Так как прирост лобового сопротивления на боковую балансировку зависит от сочетания отклонения элеронов 5э, руля направления 5н, угла скольжения ß и угла крена g, то в качестве примера приведем алгоритм определения потребного сочетания этих углов для каждого эксплуатационного случая, характеризующегося, прежде всего, определенными значениями числа Маха М и угла атаки а, по критерию минимума лобового сопротивления:

Дсхбок = Acxß (M, а, ß) + Дсхн (M, а, 5э) + Асхэ(М, а, 5н) ^ min,

где Дсхбок - прирост коэффициента лобового сопротивления самолета на боковую балансировку, Дехр - прирост коэффициента лобового сопротивления самолета из-за образования угла в, Дсхн - прирост коэффициента лобового сопротивления самолета из-за отклонения руля направления, Дсхэ- прирост коэффициента лобового сопротивления самолета из-за отклонения элеронов.

Из системы уравнений боковых сил и моментов в линейной форме для условия боковой балансировки

ШхРР + Шх5э5з + Шх5н5н = Шх,

Шувр + Шу5э5э + Шу5н5н = Шу, 5н

CzpP + cz0H 5н + CyY = 0

(1)

где mx и my - моменты крена и рыскания от разнотяговости двигателеи, для ряда значении g

определяются сочетания параметров в, 5э, 5н. Далее из набора найденных сочетании выбираются значения popt, 5э opt, 8н opt, соответствующие минимуму величины

Дсхбок _ Acxp + Дсхн + Дсхэ: §э opt _ 5н opt _ f2(M, Р _ fз(M, а).

Оценим влияние боковой балансировки на прирост лобового сопротивления в условиях горизонтального установившегося полета самолета с четырьмя двигателями при показателях разнотяговости APi и ДР2, где AP1 - разница в величинах тяги крайних двигателей, ДР2 - разница в величинах тяги внутренних двигателей. Тогда в уравнениях (1):

AP, • li + AP2 • l2

1 1 2 2 -0,0025с_ • (AP1 • l1 + AP2• l2),

Ш,

q • l • S

где схи - исходное значение коэффициента лобового сопротивления,

- = 1Г-

1 =

2 1 ’

Д Pi =

A Pi

0,5(Pi + P4)

Д P2 =

AP

0,5(P2 + P3)

Примем, что полет происходит без крена, т.е. у = 0, тогда в = -( ~/ р

) -8 н,и величина

потребного угла отклонения руля направления 5н при этом равна:

ш„

8„ =----------

Ш Ун

Ш

b

8н С н

где A 1 =

z + Ш 8э

0.0050

1

ш Хэ

(ш

8н

Cz"

Ш Хн)

Ш

Ш

b

с 8 н

b

+ Ш Уэ

1

Ш

(Ш

с 8 н

A1 • Пі

■, а величина потребного

Ш

)

угла отклонения элеронов 5э: 1

8э =

Ш 8 э

(Ш Хн

8н С н

) • 8н = A2 • 8Н = Ai • Пі • A2, где A2 =■

1

Ш

• (Ш хн

Ш

8н

Ы

Cb

).

Общий прирост коэффициента лобового сопротивления из-за необходимости боковой балансировки составит: Дсхбок = Дсхв + Дсх 5н + Дсх 5э, где Дсх 5н = в1*5н2, Дсх 5э = вг*5э + вз*5э2, а Дсхв при малых значениях в < 0,5° может быть принят равным 0, поэтому:

Дсхбок= В • (А1 • П1)2 + В2 • А1 • А2 • П1+Вз • (А1 • А2 • П1)2 — • А1 • А2 • П1+(В1 + Вз • А2 )(А1 • П1)2.

Однако существует еще один способ балансировки самолета - используя перераспределение топлива в боковых баках. Такой прием может устранить отклонение элеронов, необходимое для балансировки.

b

у

с

z

z

8

8

н

н

8

b

У

У

х

э

с

z

х

z

э

С

z

z

Необходимая для этого разница топлива, определяется из следующего выражения:

Мхэ - 01(22 - 21)

A G = -

где Мхэ = mx 5 э

2

• S • l; l - размах крыла, Ъ1, Ъ2 - плечи баков 1, 2 от оси самолета; G1,

02 - вес топлива в баках 1 и 2.

На рис. 1 - 2 представлены балансировочные потери при горизонтальном полете самолета Ту - 154.

Г А /

ш

и $ . ' .м.— *

Рис. 1. Увеличение сопротивления и расхода топлива самолета Ту-154 при отклонении элеронов и руля направления: 1, 2, 5 - ш = 75 т, М = 0,85, Н = 10200 м; 3, 4 - ш = 95 т, М = 0,80, Н = 12000 м

Рис. 2. Увеличение сопротивления и расхода топлива при асимметрии тяги у самолета Ту-154: 1, 4 - ш = 75 т, М = 0,8, Н = 12000 м; 2, 3 - ш = 95т, М = 0,85, Н = 10200 м

Таких примеров, дающих увеличение сопротивления или расхода топлива при различных значениях асимметрии тяги, для разных типов самолетов можно привести достаточно много [1]. Но количественную оценку основного фактора - возникающей в процессе эксплуатации разнотяговости - никто не давал. Это объясняется тем, что не было достаточного объема статистических данных.

Для получения такой оценки была взята выборка в количестве 500 двигателей типа Д-30КУ 1-й серии, прошедших ремонт на заводе № 400 ГА, и проведена статистическая обработка величины тяги двигателей. Эмпирическая плотность распределения вероятности по тяге представлена на рис. 3. Данная статистика не теряет своей актуальности и для двигателей более поздних конструкций, поскольку все отечественные современные двигатели также управляются по закону n2 = const, где n2 - число оборотов турбины. Полученные результаты статистической обработки могут служить и для современных двигателей, пока не будет собрана репрезентативная выборка.

Было оценено математическое ожидание по тяге P = 10960 кгс, среднее квадратическое отклонение s = 140 кгс, а с помощью критерия х2 была проверена гипотеза о нормальном законе распределения данной статистической совокупности, которая подтвердилась, так как

—2--------------------------2-2-2-------------------------------------------------------------

X расч < X теор (х расч=2,8, а х теор=2,83 при числе степеней свободы 7 для вероятности а = 0,9,

что не является маловероятным).

Плотность распределения по тяге

□ 10700-10750

□ 10750-10800

□ 10800-10850

□ 10850-10900

□ 10900-10950

□ 10950-11000

□ 11000-11050

□ 11050-11100

1

тяга кгс.

□ 11100-11150

Рис. 3.

Радиус доверительного интервала для тяги двигателей находится по следующему выражению: 8 = 1 уп-1 -=, где 1у,п-1 - критическое значение распределения Стьюдента для довери-уп

тельной вероятности у при числе степеней свободы п-1, п - число интервалов рис. 3, Б -оценка среднего квадратического отклонения. Таким образом, с доверительной вероятностью у = 0,999, при п = 9 и б = 140 кгс получаем 8 = 235,2 кгс, что составляет 2,15% от среднего статистического значения тяги.

Результаты статистической обработки представительной выборки ремонтных ТРДД Д-30КУ 1-й серии свидетельствуют о том, что если в эксплуатации управлять двигателями по частоте вращения п2, то разнотяговость в 99,9% случаев может достигать существенных значений - до 2,15%.

Основными приемами борьбы с разнотяговостью для большого парка самолетов является создание "вилки" РУД (задание различных режимов работы двигателей), а также балансировка самолета с помощью несимметричного распределения топлива. Однако такие приемы усложняют пилотирование даже в установившемся горизонтальном полете, не говоря уже об этапах взлета и посадки, особенно чувствительных к боковой балансировке самолета. Поэтому необходимо внедрение других приемов. Одним из них является изменение закона управления. Очень перспективным является управление по перепаду давления на двигателе, применяемого фирмой "PRATT&WHITNEY". В качестве другого можно предложить установку на самолетах указателей тяги двигателей, которые позволят ликвидировать дисбаланс тяги правых и левых двигателей путем дросселирования по оборотам высокого давления. Третьим приемом целесообразно предложить установку в эксплуатации на самолетах двигателей, имеющих примерно одинаковую наработку, так как, по мнению большинства ученых, отклонение тяги [2] от номинального значения связано с наработкой двигателя. Однако простейшим приемом ликвидации разнотяговости двигателей была бы практика симметричной

Выводы

установки пар двигателей с очень близкими характеристиками тяги, температуры и наработки, представляющими хотя бы такие диапазоны, которые представлены на рис. 3 для двигателей Д-30КУ.

ЛИТЕРАТУРА

1. Ударцев Е.П. Динамика пространственного сбалансированного движения самолета. - Киев: КИИ ГА,

1989.

2. Скрипниченко С.Ю. Теоретические основы и практические методы оптимизации режимов полета воздушных судов гражданской авиации с целью повышения экономичности их эксплуатации: Дисс. на соискание уч. степ. докт. техн. наук - М., 2005.

RESEARCH OF THRUST ASYMMETRY INFLUENCE TO AEROPLANE COLLATERAL

BALANCING

Lesovsky A.S.

The estimation of thrust asymmetry influence to control surface deflection growth is given. The algorithm to definition of balancing control surface deflection is presented. The numeral thrust asymmetry is definite by statistic data of engine D-30KU.

Сведения об авторе

Лесовский Андрей Сергеевич, 1983 г.р., бакалавр техники и технологии МГТУ ГА (2004), магистрант кафедры аэродинамики, конструкции и прочности летательных аппаратов МГТУ ГА, область научных интересов - аэродинамика и динамика полета, математическое моделирование.