CC BY
96
УДК 629.735.01
РЕШЕНИЕ НОВЫХ ЗАДАЧ АЭРОДИНАМИКИ В ПРОЦЕССЕ СЕРТИФИКАЦИИ САМОЛЕТОВ ТРАНСПОРТНОЙ КАТЕГОРИИ -СИСТЕМА ВОЗДУШНЫХ СИГНАЛОВ
В.И. ШЕВЯКОВ
Статья представлена доктором технических наук, профессором Ципенко В.Г.
Рассматриваются новые задачи аэродинамики при сертификации систем транспортного самолета. Излагается методика решения задачи сертификации датчиков системы воздушных сигналов для условий обледенения. Приведены примеры подготовки и проведения стендовых сертификационных испытаний датчиков в условиях обледенения, критерии успешности испытаний.
Ключевые слова: воздушное судно, сертификация, датчики системы воздушных сигналов.
В процессе сертификации самолета SSJ-100 решен ряд задач аэродинамики, не встречавшихся ранее в отечественной авиационной практике. Появление этих задач связано как с особенностями конструкции самолета, так и с выходом новых сертификационных документов федерального авиационного агентства США (Federal Aviation Agency - FAA) и европейского агентства авиационной безопасности (European Aviation Safety Agency - EASA), ужесточающих требования к воздушным судам (ВС) и их системам, что обусловлено в первую очередь стремлением повысить безопасность полетов.
В частности, по результатам расследования катастрофы самолета А-330 AF447 EASA ужесточило требования к условиям обледенения, при которых должна обеспечиваться устойчивая работа датчиков (рис. 1) системы воздушных сигналов (СВС) для вновь сертифицируемых самолетов (CRI F-05, CAI 08-008). Эффективность обогрева датчиков и их работоспособность должны быть продемонстрированы стендовыми испытаниями в условиях обледенения. Причем, если сертификационные требования задают лишь внешние условия среды ("матрицу облачности"), то в стендовых испытаниях каждый датчик должен быть испытан в условиях, соответствующих локальным параметрам набегающего потока в месте его установки на самолете. Таким образом, уже на ранних этапах проектирования самолета при выборе мест расположения датчиков вместе с "традиционными" требованиями должны учитываться и требования по устойчивой работе датчиков в условиях обледенения.
AoA Pilot TAT
Рис. 1. Внешний вид датчиков СВС
К "традиционным" отнесены требования, которые накладываются на расположение датчиков для обеспечения их устойчивой работы на различных режимах полета без учета условий обледенения и которые условно могут быть разбиты на несколько групп:
1) функциональные; 2) конструкционные;
3) эксплуатационные; 4) интерференционные;
5) требования по молниезащите и птицестойкости.
Функциональные требования гласят: датчики должны быть установлены на местах, в которых обеспечиваются наиболее точные показания во всей эксплуатационной области полета.
Например, для датчиков углов атаки это означает, что они должны устанавливаться так, чтобы их показания слабо зависели от угла скольжения. Угол установки датчика обычно выбирается посередине между максимальным и минимальным значениями местного угла атаки, достигаемыми при эксплуатации ВС.
Датчики статического давления следует размещать симметрично относительно плоскости симметрии самолета по левому и правому борту таким образом, чтобы полусумма их показаний слабо зависела от углов атаки и скольжения. Размещение датчиков статического давления должно обеспечивать:
• на режиме RVSM (минимум вертикального эшелонирования 1000 ft между эшелонами 29000 ft и 41000 ft) погрешность в определении барометрической высоты не более 80 ft,
• на уровне моря: "конструкция и установка статической системы должны быть таковы, чтобы ошибка в барометрической высоте по прибору на уровне моря и в условиях стандартной атмосферы, за исключением инструментальной ошибки, не приводила к погрешности, превышающей ± 9 м на каждые 185 км/ч скорости при соответствующей конфигурации самолета в диапазоне скоростей от 1,3VS0 (закрылки выпущены) до 1,8VS1 (закрылки убраны). Однако нет необходимости, чтобы погрешность была менее ± 9 м" [1].
Датчики полного давления должны располагаться вне пограничного слоя. Кроме того, местный угол атаки в месте их расположения должен лежать в заданном диапазоне, зависящем от типа датчика, где гарантируется необходимая точность. Угол установки датчика должен быть отрицательным, для возможности стока воды на стоянке, и лежать посередине между максимальным и минимальным значениями местного угла атаки.
Датчики температуры торможения должны располагаться вне пограничного слоя. Кроме того, местный угол атаки в месте их расположения должен лежать в заданном диапазоне, зависящем от типа датчика, где гарантируется необходимая точность. Угол установки датчика должен быть отрицательным, для возможности стока воды на стоянке, и лежать посередине между максимальным и минимальным значениями местного угла атаки, достигаемыми при эксплуатации ВС.
Требования к установке датчиков СВС у разработчиков авиационной техники западных фирм аналогичны. В качестве примера этого в табл. 1 приведены зарубежные требования для случая, когда датчики статического давления (Static pressure) и датчики углов атаки (AoA) на ВС расположены симметрично слева и справа, причем для 1-й и 2-й систем датчики углов атаки независимы, а для 3-й системы значение угла атаки определяется полусуммой показаний левого и правого датчиков.
Конструкционные требования запрещают устанавливать датчики на стрингерах и шпангоутах, в зоне размещения датчиков должно быть обеспечено требуемое пространство под обшивкой.
Эксплуатационные требования обеспечивают сохранность датчиков в процессе эксплуатации ВС. Из-за возможного попадания грязи запрещено размещать датчики в области под дверями и в нижней части фюзеляжа за стойками шасси; из-за угрозы повреждения датчиков запрещено размещать их в зоне подачи трапа ближе полутора метров от дверей; к датчикам должен быть обеспечен доступ, необходимый для обслуживания. В каждом конкретном случае размещение датчиков должно быть согласовано с соответствующими службами.
Интерференционные требования направлены на исключение влияния на показания датчиков элементов конструкции: на точность показания датчиков могут влиять другие датчики и выступающие элементы, расположенные выше по потоку. Поэтому размещение датчиков должно быть таким, чтобы их взаимное влияние (интерференция) было минимальным во всей эксплуатационной области полета ВС.
Таблица 1
Probe Localization constraint
Static pressure d(Pslefi + Psright) d^Psiefi + Psright) dp da
Total pressure Boundary layer thickness lower than height the probe Low local angle of attack variation whatever is the aircraft angle of attack (a) and sideslip (p)
AOA 1 and 2 d(AOAIoc) dp
AOA 3L and 3 R d(AOA3R + AOA3L) 3/1
Total temperature Boundary layer thickness lower than height the probe Low local angle of attack variation whatever is the aircraft angle of attack and sideslip
Требования по молниезатттите и птицестойкости. Для обеспечения молниезащиты необходимо, чтобы расстояние между выступающими за теоретический контур датчиками в поперечном направлении к линиям тока разряда молнии было не менее 350 мм (отечественные требования) или не менее 500 мм (требования БАЛ). Если это расстояние оказывается меньшим, то необходимо проводить испытания модели самолета на молниезащиту. Аналогичные требования выдвигаются и по птицестойкости: необходимо, чтобы расстояние между выступающими за теоретический контур датчиками в поперечном направлении к линиям тока набегающего потока было не менее 500 мм.
Для контроля выполнения перечисленных требований к каждому датчику проводится анализ местных параметров потока в местах предполагаемого его размещения. С этой целью необходимо выполнить расчеты обтекания ВС в широком диапазоне изменения параметров. При этом рассматривается более широкий диапазон изменения параметров, чем в эксплуатационной области полета ВС. В результате расчетов для каждого датчика находится область на внешней поверхности ВС, где требования к датчику выполняются во всем рассмотренном диапазоне изменения параметров (высота, число М, скорость, углы атаки и скольжения). В этой области и должен располагаться датчик. Для каких-то датчиков эта область может получаться довольно большой и тогда сложностей с его расположением не возникает (на рис. 2 - светлая зона).
Рис. 2. Зона возможного размещения Рис. 3. Зоны возможного размещения
датчиков температуры и полного давления датчиков статического давления
Однако возможны случаи, когда эти зоны имеют незначительные размеры (рис. 3) или практически превращаются в линию (рис. 4). В таких случаях могут возникнуть сложности с оптимальным размещением датчиков СВС. Это в первую очередь относится к ВС небольшого размера.
Устойчивость работы датчиков СВС в условиях обледенения накладывают определенные требования в первую очередь на эффективность обогрева датчиков, однако при использовании на ВС стандартных датчиков это может привести и к определенным ограничениям в их размещении на внешней поверхности.
Вводимая CRI F-05 "матрица облачности" (табл. 2), устанавливает нижние границы 10 состояний, описывающих встречающиеся типичные облака, полет в которых может привести к образованию льда на датчиках СВС.
Таблица 2
Test # Cloud Type SAT (°C) Droplet LWC (g/m3) Crystal LWC (g/m3) Droplet MVD (цт) Crystal MVD (цт) Time duration (min)
L1 Liquid Phase Icing (supercooled droplets) -30 0,2 0 20 0 15
L2 Liquid Phase Icing (supercooled droplets) -30 1,1 0 20 0 5
L3 Liquid Phase Icing (supercooled droplets) -20 1,85 0 20 0 5
L4 Liquid Phase Icing (supercooled droplets) -10 2,5 0 20 0 5
M1 Mixed Phase Icing (crystals/ supercooled droplets) -10 1 4 20 1000 5
S1 Solid Phase Icing (crystals) -35 0 2 0 1000 15
S2 Solid Phase Icing (crystals) -35 0 5 0 1000 5
R1 Rain (droplets) -2 to 0 2 0 1000 0 15
R2 Rain (droplets) -2 to 0 6 0 2000 0 1,5
R3 Rain (droplets) -2 to 0 15 0 2000 0 0,33
Примечание: SAT - температура наружного воздуха; LWC - водность (или масса кристаллического льда); MVD - среднемедианный диаметр (капель или кристаллов льда).
Для приведенных условий должна быть продемонстрирована работоспособность датчиков в стендовых испытаниях. Причем в "матрице облачности" величина водности приведена для набегающего потока. Конструктором должна быть определена локальная величина водности для каждого датчика в месте его установки на ВС для всех режимов испытаний. Испытания должны проводиться на числах Маха и углах атаки, величина которых перекрывает всю область полетов ВС в эксплуатации.
Датчики должны быть испытаны для двух режимов работы защиты от обледенения (обычно - подогрев):
"Anti-icing" - защита от обледенения переключается в положение "on" еще до температуры замерзания;
"De-icing" - защита от обледенения переключается в положение "off" до достижения на датчике толщины льда 0,5 дюйма, затем переключается в положение "on".
При сертификации датчиков СВС в EASA приняты следующие программы стендовых испытаний (табл. 3).
Таблица 3
Cloud condition Mode Mach AoA
L1, L2 Anti-icing Medium & High О , О 2 О О
L1 De-icing Medium 0° & 20°
L2 De-icing Low 0° & 20°
L3 Anti-icing Medium 0° & 10°
L4 Anti-icing Low 0° & 20°
Ml Anti-icing Medium 0° & 10°
S1 Anti-icing Medium 0°
S2 Anti-icing High 0° & 10°
Rl, R2, R3 Anti-icing Low 0°
Критерием успешности испытаний является выполнение следующих условий:
1. Выходные данные датчика должны быстро стабилизироваться на корректной величине (после начала испытаний по защите от обледенения или восстановления защиты от обледенения в испытаниях по удалению льда) и должны оставаться корректными в течение работы защиты от обледенения.
2. В случае условий дождя (R1, R2, R3) испытания считаются успешными, если вышеуказанные критерии выполнены и, дополнительно, если можно показать, что количество захваченной воды в датчике и около датчика не помешает правильности выходных данных, если датчик подвергнется внезапному замерзанию.
Для проведения сертификационных стендовых испытаний датчиков СВС в условиях обледенения необходимо для каждого испытываемого датчика определить величину локальной водности в месте его установки на ВС. Вместо величины водности в западной авиационной промышленности и сертификационных организациях принято рассматривать коэффициент "overconcentration", показывающий во сколько раз водность в данной точке больше водности набегающего потока. Таким образом, для каждого датчика необходимо определить величины коэффициента "overconcentration" для каждого режима стендовых испытаний.
Следует отметить, что в табл. 2 под углом атаки АоА понимается местный угол атаки в месте расположения датчика, поэтому сначала необходимо установить зависимость этого местного угла атаки от угла атаки ВС, а затем определить, на каком угле атаки выполнять расчет обтекания, чтобы он соответствовал указанному режиму стендовых испытаний.
В табл. 4 приведен пример результатов расчета такого соответствия для трех датчиков полного давления (Pitot-1, 2, 3) и трех датчиков углов атаки (АоА 1, 2, 3). Здесь согласно табл. 3 для чисел Маха приняты следующие значения: Low = 0,3; Medium = 0,5; High = 0,65 (предельно возможное значение для стендовых испытаний). Для датчиков углов атаки типа "флюгарка" местный угол атаки по определению равен нулю, но условия их обтекания зависят от угла атаки ВС.
Для этого необходимо получить поля течения в окрестности самолета для каждого из режимов, определить траектории частиц воды с учетом аэродинамических сил и инерции. Обычно принимается, что капли воды не деформируются и имеют форму шара. Расчеты проводились для указанных в "матрице облачности" размеров капель. Относительная водность (коэффициент "overconcentration") определяется в месте расположения каждого датчика. Методика расчета приведена в [2].
Распределение относительной водности существенно зависит от размера капель: крупные капли более инертны и их траектории менее искривлены. При большом диаметре капель достижимы величины коэффициента "overconcentration" 2 и более (рис. 5, 6). В таких случаях чаще всего положение датчиков выбирают так, чтобы датчик находился вне зон с таким высоким значением коэффициента "overconcentration".
Таблица 4
М
Датчик Угол атаки датчика Угол атаки ВС Угол атаки датчика Угол атаки ВС Угол атаки датчика Угол атаки ВС
1 Pitot-1(2) 0 3,5 0 3,6 0 4,1
10 9,8 10 9,9 10 10,2
20 15,7 20 15,8 20 16,3
2 Pitot-3 0 1,7 0 1,9 0 2,2
10 7,2 10 7,7 10 8,1
20 14 20 14,2 20 14,7
3 АоА 1,2 0 -0,5 0 -0,6 0 -0,7
10 4,2 10 4,2 10 4,1
20 9,2 20 9,1 20 9
4 АоА 3 0 3,3 0 3,5 0 3,8
10 9,3 10 9,5 10 9,7
20 15,5 20 15,5 20 15,8
Рис. 5. Пример расчетных значений коэффициента "overconcentration" (М = 0.81, а = 2.5°, D = 20 мкм)
Рис. 6. Пример расчетных значений коэффициента "overconcentration" (М = 0.81, а = 2.5°, D = 48 мкм)
Зная распределения коэффициента "overconcentration" в зависимости от расстояния до поверхности ВС и размеры датчиков, можно определить величину коэффициента для каждого датчика при заданных размерах капель, числе М и угле атаки.
С определенными таким образом значениями коэффициента "overconcentration" для каждого датчика и каждого режима проводятся стендовые сертификационные испытания датчиков СВС. Позиция EASA такова, что стендовым испытаниям в условиях обледенения должны подвергаться все датчики СВС, выходящие на внешнюю поверхность ВС. Однако на практике, при демонстрации отсутствия обледенения на датчиках статического давления в летных испытаниях ВС в естественных условиях обледенения (ЕУО), эти датчики стендовых испытаний не проходят. Учитывая некритичность обледенения датчика температуры (ТАТ), обычно и его в стендовых испытаниях не испытывают. Исключение составил ТАТ для самолета SSJ-100: требование EASA по испытаниям касалось и его. Примерная программа испытаний, удовлетворяющая требованиям EASA, приведена в табл. 5.
Таблица 5
Reference Type Angle of Attack 0 Mach number SAT (°C) TAT (°C) ICC (g/m3) LWC (g/m3) Over-concentration Safety factor Duration Voltage (V)
Pitot 1, 2 Pitot 3 AoA 1, 2 AoA 3
S1-A-M-0 Anti-icing 0 0,5 -35 -23,1 2 0.58 0.55 0.29 0.97 1,1 15 min 103,5V
S2-A-H-0 Anti-icing 0 0,65 -29,4 -8,8 5,8 0.63 0.61 0.32 1.0 5 min
S2-A-H-10 Anti-icing 10 0,65 -29,4 -8,8 5,8 0.65 0.64 - - 5 min
L2-A-H-20 L1-A-H-20 Anti-icing 20 0,65 -24,2 -3,2 1,25 0.67 0.67 - - 15 min
L2-A-H-0 L1 -A-H-0 Anti-icing 0 0,65 -24,2 -3,2 1,25 0.63 0.61 0.32 1.0 15 min
L2-A-H-10 L1-A-H-10 Anti-icing 10 0,65 -24,2 -3,2 1,25 0.65 0.64 - - 15 min
L2-A-M-0 Ant -icing 0 0,5 -30 -17,8 1,1 0.58 0.55 0.29 0.97 5 min
L2-A-M-10 Ant -icing 10 0,5 -30 -17,8 1,1 0,60 0,66 - - 5 min
L2-A-M-20 Ant -icing 20 0,5 -30 -17,8 1,1 0,62 0,78 - - 5 min
L3-A-M-0 Ant -icing 0 0,5 -20 -7,4 1,85 0.58 0.55 0.29 0.97 5 min
L3-A-M-10 Ant -icing 10 0,5 -20 -7,4 1,85 0,60 0,66 - - 5 min
L4-A-L-0 Ant -icing 0 0,3 -10 -5,3 2,5 0.65 0.97 0.54 0.87 5 min
L4-A-L-20 Ant -icing 20 0,3 -10 -5,3 2,5 0,8 0,82 - - 5 min
L1 -A-M-0 Ant -icing 0 0,5 -30 -17,8 0,2 0.58 0.55 0.29 0.97 15 min
L1-A-M-10 Ant -icing 10 0,5 -30 -17,8 0,2 0,60 0,66 - - 15 min
L1-A-M-20 Ant -icing 20 0,5 -30 -17,8 0,2 0,62 0,78 - - 15 min
M1-A-M-0 Ant -icing 0 0,5 -10 2 4 1 0.58 0.55 0.29 0.97 5 min
M1-A-M-10 Ant -icing 10 0,5 -10 2 4 1 0,60 0,66 - - 5 min
R1-A-L-0 Rain 0 0,3 -2 to 0 2 1.3 1.8 0 1.65 15 min
R2-A-L-1 Rain 0 0,3 -2 to 0 6 1.3 1.8 0 1.65 1 min 50
R3-A-L-2 Rain 0 0,3 -2 to 0 15 1.3 1.8 0 1.65 20 s
Следует иметь в виду, что подход Авиационного регистра Международного авиационного комитета (АР МАК) к сертификации датчиков СВС несколько иной: до сертификации самолета SSJ-100 коэффициент "overconcentration" не рассматривался - в стендовых испытаниях водность для всех датчиков принималась одинаковой и равной водности набегающего потока (что соответствует значению коэффициента "overconcentration", равному 1,0). Поэтому, для того чтобы в одних испытаниях удовлетворить и требованиям EASA, и требованиям АР МАК, в программе испытаний, аналогичной табл. 5, целесообразно все значения коэффициента "overconcentration" меньшие 1,0 принять равными 1,0.
В настоящее время в мире практически нет транспортных самолетов с сертифицированными датчиками полного давления, удовлетворяющими вновь вводимым требованиям CRI F-05 во всем предписанном диапазоне изменения параметров (температуры, числа М, водности, угла атаки, размеров капель и кристаллов льда, продолжительности испытаний, напряжения в сети
обогрева датчика). Для самолета SSJ-100 с учетом ОПР-а удалось доказать, что в эксплуатационной области полета параметры обтекания всех датчиков СВС (включая датчик полного давления) позволяют обеспечить выполнение сертификационных требований. Результаты стендовых испытаний датчика полного давления, датчика углов атаки и датчика температуры удовлетворили требованиям АР МАК и EASA.
ЛИТЕРАТУРА
1. Авиационные правила. Часть 25. Нормы летной годности самолетов транспортной категории (АП-25). Межгосударственный авиационный комитет, 2004.
2. Лысенков А.В., Терехин В.А., Шевяков В.И. Расчетная оценка характеристик потока вблизи фюзеляжа в условиях обледенения: материалы XXII научн.-техн. конф. по аэродинамике. - ЦАГИ. - 2011. - С. 102 - 103.
SOLUTION TO NEW TASKS OF AERODYNAMICS DURING CERTIFICATION OF AIRCRAFT OF TRANSPORT CATEGORY - AIR DATA SYSTEM
Shevyakov V.I.
There analyzed new tasks of aerodynamics during certification of aircraft of transport category. There provided procedure for solution of certification tasks of Air Data System probes in the conditions of icing. There given examples from preparation and performance of certification bench tests of Air Data System probes in the conditions of icing, criteria of tests sufficiency.
Key words: aircraft, certification, Air Data System probes.
Сведения об авторе
Шевяков Владимир Иванович, 1955 г.р., окончил МГУ им. М.В. Ломоносова (1978), кандидат технических наук, заместитель начальника департамента аэродинамики ЗАО «Гражданские самолеты Сухого», автор более 30 научных работ, область научных интересов - практическая аэродинамика.
