CC BY
25
Zenkin Ruslan Nikolaevich, candidate of technical sciences, chief metallurgist, [email protected], Russia, Tula, JSC «Tulaelektroprivod»,
Komarova Anastasia Romanovna, student, [email protected], Russia, Tula, Tula State University
УДК 629.7
DOI: 10.24412/2071-6168-2022-7-422-431
ЗАВИСИМОСТЬ ВНЕШНЕГО ОБЛИКА МАГИСТРАЛЬНОГО САМОЛЕТА ОТ СКОРОСТНЫХ ВОЗМОЖНОСТЕЙ АВИАЦИОННОЙ ТЕХНИКИ
Н.М. Куприков, М.Ю. Куприков
Современные потребности в формировании ключевых технологий создания скоростных магистральных самолетов предварительно можно разделить на семь групп, тематика которых охватывает технические аспекты подготовки: обеспечение допустимого уровня звукового удара при одновременном обеспечении требуемой аэродинамической эффективности за счет создания интегральной компоновки самолета, обеспечение целевой топливной эффективности силовой установки и допустимых вредных выбросов на сверхзвуковых скоростях полета при одновременном выполнении требований по уровню шума на взлетно-посадочных режимах, обеспечение целевых значений весовой и ресурсной эффективности конструкции при обеспечении требуемой жесткости и аэроупругости, обеспечение надежной устойчивости и управляемости на всех режимах полета, повышение уровня надежности и функциональности комплекса бортового оборудования и систем в условиях кинетического нагрева, повышение эффективности бортовых систем за счет технологий более электрического самолета, участие в создание международных требований и норм по сертификации и эксплуатации самолетов нового поколения.
Ключевые слова: самолет, скорость размерность, площадь, подъемная сила, объем самолета, масса, момент инерции, закон Квадрата-Куба, диаграмма груз-дальность.
Авиация стала надежным партнером человечества. Мы научились летать дальше и быстрее птиц. Качество услуг в полете возросло. Несмотря на разрушительное воздействие пандемии COVID-19 на авиаперелеты в 2020-21 году, перед авиационными конструкторами стала дилемма, что лучше? Лучше быстро, но дорого или медленно, но дешево. На рынке авиаперевозок и первый, и второй варианты востребованы.
Скорость полета магистрального самолета зависит от многих фактор: от высоты полета, инфраструктуры, пассажировметимости. Но пока для магистральных перевозок освоены только первый и второй диапазоны на диаграмме зависимости высоты от скорости полета (рис 1).
Первая область характеризуется прямым крылом и поршневыми двигателями. Во второй области у самолетов появляются турбореактивные двигатели и стреловидные крылья. Но скорость ограничена физической величиной звукового барьера, а, следовательно, и всех вытекающих из этого последствий. Третья область характеризуется треугольными и трапецивидны-ми крыльями, выполненными до М=2 из алюминиевых сплавов, а до М=3 из стали и титана. Четвертая область — это гиперзвуковые самолеты и ракеты, использующие прямоточные воздушно реактивные двигатели, выполненные из жаропрочных материалов и керамики и тд. Пятая и шестая области — это аппараты с твердотопливными и жидкостно реактивным двигателями. На рисунке буквой а обозначена линия допустимых высот по управляемости, а б обозначена граница предела прочности.
'о.1 о:г о,з о;ь о,? I г з 5 7 ю 20 30
м»
Рис. 1. Диаграмма зависимости высоты от скорости полета и стреловидности крыла
на примере самолетов ОКБ А.Н.Туполева
Самолеты летают только в узком секторе диаграммы H-M полета. Доступные для магистральных самолетов являются перелеты во второй зоне. Ответить на вопрос о целесообразности оригинального внешнего облика магистрального самолета пытаются многие авиаконструкторы Мира.
Пассажиры голосуют «рублем». На рынке транспортных услуг надо предложить те опции, которые качественно будут вас отличать от конкурентов при прочих равных условиях. Такими доминантами могут быть сверхзвуковая или гиперзвуковая скорость полета, базирование в центре города, повышенная безопасность полета или оригинальный, например, двухфю-зеляжный, внешний и внутренний облик самолета. Иногда для привлечения пассажиров достаточно сделать ребрендинг окраски, рабочей одежды пилотов, стюардесс или техников, символики или перенести штаб квартиру авиакомпании.
Начиная с 50-х годов прошлого века магистральные самолеты стали однотипны и безлики. Самолеты выполнены по нормальной аэродинамической балансировочной схеме, с двумя турбореактивными двухконтурными двигателями под крылом, трехопорной схемой шасси с носовым колесом, плазово-шаблонной технологией изготовления из дюралевых сплавов и т.д. Некоторое разнообразие внесли композиционные материалы, цифровые и аддитивные технологии, но основной тренд безликости сохранился.
Немецкий теоретик дизайна Г.Земпер разработал основы технической эстетики. Эстетика самолета - это теоретическая основа дизайна, которая гармонизирует социально-культурные, технические, эстетические проблемы проектирования, производства и эксплуатации авиационной техники.
по Замперу, форма изделия определяется:
ее функцией;
материалом;
технологией изготовления; идеологическими установками общества.
С точки зрения функции магистральный самолет характеризуется транспортной операцией.
Развитие магистральных самолетов семейств Boeing и Airbus (рис.2) приведенное на рисунке закрывает все множество парковых задач, которое есть в Мире. Эволютивно пытаться обогнать этих производителей можно только в ситуации использования компетенций дающих качественный выигрыш.
Дебютной идеей авиации XXI века будет безусловна безопасность полета. Безопасность полета на очень жестком экономическом фоне. Экономическое проектирование самолетов заставит уйти от внешних обликовых параметров авиационных систем к внутреннему перепроектированию уже известных и хорошо зарекомендовавших себя в парковых задачах типах самолетов [1-4]. При прочих равных условиях экономическое совершенство самолета можно выявить на Парето-оптимальном множестве в координатах диаграммы груз-дальность: где дальность крейсерского полета определяется по формуле Бреге, выраженной через относительную массу топлива Шт .
Из дальних рейсов самый популярный и массовый рейс это Лондон - Сидней (16 994 км). Сейчас он выполняется с промежуточной посадкой. Со времен лорда Сиднея популярность этого маршрута только возросла.
Удачный эксперимент развития европейской цивилизации на одном отдельно взятом материке обусловил поток грузов и пассажиров на дистанции 18000 км. За триста лет временная дистанция на этом маршруте сократилась до одних суток. Первую успешную попытку беспосадочного перелета из Лондона в Сидней совершила австралийская компания Qantas в 1989 году, на В747-400 пролетев 18000 км за 20 часов 9 минут без пассажиров и багажа.
Эти проекты позволяют реализовать максимально возможные дальности полета, которые чисто теоретически могут возникнуть на Земле в зоне экватора. Например при полетах из Буэнос-Айреса в Шанхай дальность 19 602 км, Окленд -Мадрид 19 628 км., а между Тайбэем и Асунсьоном по дуге большого круга составляет 19 918 км.
Рис. 2. Развитие магистральных самолетов семейств Boeing и Airbus
Но пока на магистральных линиях этих задач нет. Есть эксперименты и пиар. 10 декабря 2005 года Boing 777-200LR совершил самый длинный перелет из Гонконга в Лондон при полете с запада на восток протяженностью 21 602 км за 22 часа 40 минут. При пассажировме-стимости самолета 301 человек, на борту находилось 27 человек.)
Анализ структуры процедур формирования облика самолета (ФОС) для магистрально-
*
го самолета показывает, что отыскание вектора конструктивных параметров Х е Хдоп , где ХдОП - множество допустимых вариантов проекта, есть сложная многокритериальная задача.
Её в общем виде можно сформулировать так: определить вектор конструктивных параметров
*
Х , состоящий из элементов, которым соответствует минимальное значение целевой функции F(x; u), связывающей параметры и характеристики проектов на множестве ограничений.
Решение данной задачи как задачи математического моделирования не всегда приво-
*
дит к успеху из-за значительной размерности вектора конструктивных параметров Х , сложности множества Хдоп и U, также большого времени, необходимого для вычисления значений критерия F(x; u).
С целью упрощения задачи используется следующий подход: эффективность самолёта можно оценить по значениям некоторого набора частных критериев, определяющих концепцию самолёта.
Исходя из данного подхода математическая постановка задачи, как задачи многокритериальной дискретной оптимизации, имеет вид:
(1)
X = А^М^(х;и) х е X и е и
где х=Х (х1; Х2; ... XI ) - вектор конструктивных параметров; и=и (и1,и2, .... и! ) - множество ограничений; F=F ... fl ) - вектор целевых функций.
Стоит задача отыскать агрегированный вектор Х*, который является аргументом минимума функционала на множестве параметров Х и ограничений и. В качестве альтернативных проектных параметров возьмем три аэродинамические балансировочные схемы самолёта Х1 классическая, х2 триплан, хз летающее крыло См рис.3.
/ \
ш
Рис. 3. Аэродинамические балансировочные схемы самолёта хг классическая, х2 триплан,
хз летающее крыло
Их выбор обусловлен сложностью для самолетов классической схемы вписаться в инфраструктурные ограничения по габаритам. Ограничение ui соответствует размерам 75*65 и сформировалось в 70е годы исходя из базирования в высококлассных аэропортах самолетов семейства Boing 747.
За базовую модель дальности полета возьмем формулу Бреге.
Дальность крейсерского полета определяется по формуле Бреге, выраженной через
относительную массу топлива
m.
L = ^ ln Ii _
cp а - _т
(2)
где L - расчетная крейсерская дальность полета; Ср - удельный расход топлива; К - аэродинамическое качество; а - скорость звука; М - скорость полета.
Чтобы уйти от абсолютных значений примем гипотезу сравнения альтернативных схем самолетов по дальности полета при прочих равных условиях.
В качестве критерия ^ возьмем себестоимость билета, которая практически линейно зависит от взлетной массы самолета
1=1 Ш (з)
}
где т - относительная масса _)-го элемента самолета; Шпл— масса конструкции планера; Шс.у — масса силовой установки; Шоб.упр — масса оборудования и управления; шт — масса топлива; Шц.н— масса заданной целевой нагрузки; Шсн — масса служебной нагрузки и снаряжения.
Фиксируя массу пустого снаряженного самолета в качестве варьируемых параметров принимаем массу целевой нагрузку и относительную массу топлива, которая через формулу Бреге при прочих равных условиях однозначно определяет дальность полета.
Примером влияния весовых, аэродинамических т.д. затрат на размерность самолета
ссы элементов, является зависимость о полета, которая определяется по формуле Бреге:
через массы элементов, является зависимость относительной массы топлива Шт от дальности
тт = 1 - е" * ■Ма; (4)
На рис. 4 представлена графическая модель поиска рационального облика аэродинамической балансировочной схемы дальнемагистрального самолета в плоскости инфраструкту-ных терминальных ограничений. На рис. 5 изображена зависимость взлетной массы самолета от дальности полета.
Рис. 4. Графическая модель поиска рационального облика аэродинамической балансировочной схемы дальнемагистрального самолета в плоскости инфраструктуных
терминальных ограничений
1Ш Число трасс между крупными аэропортами Летающее крыло Нормальная схема Схема триплан
0 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14 15 16 17 13 19 20
Дальность полета, тыс.км. Рис. 5. Зависимость взлетной массы самолета от дальности полета
Пойдем в наших рассуждениях от суперпозиции. Например, возьмем за базовый параметр скорость полета, а в качестве ограничения дальность между Лондоном и Сиднеем. Лететь целые сутки тяжело. А сколько по времени комфортно? Статистика говорит, что 4-5 часов в
стандартном кресле можно ехать и на поезде, например по маршруту Москва-Санкт-Петербург и в самолете, например Москва - Красноярск. Исходя из этой аналогии, скорость полета на маршруте Лондон-Сидней должна составить около четырех махов (скоростей звука). Технически это реализовано во многих гиперзвуковых изделиях (например, НПО Машиностроение) и даже серийного производства. Да, еще не скоро требования 1САО разрешат применять такие скорости в магистральной авиации, но время идет быстро и в космосе уже туристы не в диковинку. Ту-144Д (дальность полета 5330 км с 15т целевой нагрузки) и СопсоМе (дальность полета 7200 км с 13380 кг целевой нагрузки) имели скорость два маха и это преимущество по времени по сравнению с дозвуковыми самолетами не дало качественного выигрыша, а технически сильно усложнили самолет и его эксплуатацию.
На рис. 6 эта ситуация представлена графически. Цель - это получение новой компетенции НК соответствующей техническому уровню 2050 года.
Рис. 6. Геометрическое представление достижения новых компетенций
в разрезе 2050 года
Посредством Форсайта получен некий ФЗ фундаментальный задел знаний соответствующий 2050 году, но чтобы оказаться из ПК профессиональной компетенции в НК новой компетенции надо реализовать траекторию роста.
Траектория роста при малом ресурсе (денежном) упирается в ограничение (1), а при большом позволяет по параболической траектории достигнуть уровня НК (2). На пути траектория роста встречает ограничение в виде зеленой линии (3), которое не позволяет реализовать параболическую траекторию, т.е. требуется еще больший денежный ресурс для выпрямления траектории роста (4). Если опустить зеленую линию до соприкосновения с синим уровнем ограничив время реализации проекта, то достижение новой компетенции возможно будет только посредством «тоннельного эффекта», т.е. некого прорыва посредством сдвига по времени. На картинке проиллюстрировано красной линией (5).
Данный подход позволяет привести еще несколько примеров.Одной из точек воздействия на дальность полета может быть скорость полета.
Попробуем решить обратную задачу формирования геометрического облика магистрального самолета по скорости при заданной целевой нагрузке.
Разработка схемы начинается с анализа полезной нагрузки. Согласно высказывания Протагора (Платон. Теэтет 152а): «Человек есть мера всех вещей». Для случая проектирования самолётов пассажир имеет вполне определенный рост, с ним нельзя обращаться как с резиновой игрушкой. Проработка требований к объему пассажирского салона берутся на основе ТЗ и норм ИКАО. Высота - 210 см, площадь пола на одного пассажира - 0.93 м2. Сюда входит приходящийся на каждого пассажира объем, необходимый для бортовых кухонь, уборных и шкафов, в соответствии с международными 3-ех классовыми правилами устройства внутренних помещений. Таким образом, для 800 пассажиров (экономический вариант, 614 - 3-х классный вариант) понадобится объем салона порядка =2515 м3, и остается лишь найти наилучшую геометрию для заполнения этого объема (по данным Боинг).
Поиск объёма идет по схеме "от внутренней компоновки к внешней форме". Оболочка вокруг полезной нагрузки должна выбираться по принципу обеспечения минимальной омываемой поверхности (цель аэродинамической компоновки) и исключения по возможности срывов потока.
Наименьшей омываемой площадью для заданного объема обладает сфера, и сфера с объемом равным 2515 м3 будет иметь площадь поверхности 895 м2. Однако сфера как аэродинамическое тело неудобно обтекаемо - линия отрыва потока S находится перед миделивым сечением.
В качестве базы для сравнения при проектировании фюзеляжа выступал фюзеляж цилиндрической формы.
Площадь омываемой поверхности сферы на 36% меньше площади поверхности фюзеляжа самолета классической схемы.
Для преодоления вязкого кризиса обтекания сферы предадим ей в соответствии со стремлением уменьшать площадь миделя каплеобразную форму, при этом не меняя величены объема
При этом разница Sом. составляет 30%. Капля как известно тело с минимальным коэффициентом лобового сопротивления.
Для улучшения эксплуатационных свойств фюзеляжа преобразуем его в более плоский, сплющив каплю в вертикальной плоскости и растянув ее в горизонтальной по двум направлениям, отдавая предпочтение направлению по размаху, таким образом сохраняя необходимый объем и габариты. В результате получаем форму подобную форме «семени». Если перевести эти рассуждения в параметры геометрических форм, то надо увеличить отношение длины к высоте. Это удлинение. Различают удлинение крыла и фюзеляжа.
Разница между Sом. «семя» и обычного цилиндрического фюзеляжа составляет 7%. Итоговый выигрыш в снижении Sом. по сравнению со сферой небольшой, но все же весомый в целом для уменьшения сопротивления.
Сравнение магистральных самолетов классической схемы и Летающего крыла приведены в таблице.
Само Классе веская Схема Абсолютная Разница в
лет СХ( ;ма «крыло» разница процентах
(ттерзцт SOM V Som. V V dSOM dV
(M2) (м3) (M2) (M3) (M2) (M3) % %
1 1412.71 2515 1315,86 2515 ШШШ 0 -7 0
2 2493.83 2895.23 2576,34 3290,28 ЕЕЕШ 3 14
3 2916.54 2994.31 2704,68 3307.23 -211,8 -7 12
4 3181,94 3084,06 3147,74 3426,84 -34,19 | 342,78
Рис. 7. Сравнение магистральных самолетов классической схемы и Летающего крыла
Все эти рассуждения относятся к одной скорости. Увеличение скорости приводит к потребности увеличения удлинения.
Пример разрешения противоречий для второй области рис 1 характеризуется сверхзвуковой скоростью полета.
На первом этапе рассматривается возможность создания и эксплуатации сверхзвуковых самолетов с ограниченным числом пассажиров и скоростью крейсерского полета, соответствующей числу Маха Мкр = 1,6...1,8 и, впоследствии, при накоплении необходимого технологического и эксплуатационного опыта, переход к созданию магистрального сверхзвукового пассажирского самолета с числом пассажиров 30-50 и более, и, возможно, с более высокой крейсерской скоростью полета до Мкр = 2,0... 2,2, как это было у сверхзвуковых пассажирских самолетов первого поколения Ту-144 и Concorde.
Тем не менее, в настоящий момент в мировом сообществе и в Российской Федерации не существует единых подходов к формированию облика и параметров жизненного цикла СГС нового поколения, что требует системных решений и подходов при организации дальнейших научно-исследовательских и опытно-конструкторских работ.
Современные потребности в формировании ключевых технологий создания СГС предварительно можно разделить на семь групп, тематика которых охватывает технические аспекты подготовки к ОКР:
1. Обеспечение допустимого уровня звукового удара при одновременном обеспечении требуемой аэродинамической эффективности за счет создания интегральной компоновки самолета.
2. Обеспечение целевой топливной эффективности силовой установки и допустимых вредных выбросов на сверхзвуковых скоростях полета при одновременном выполнении требований по уровню шума на взлетно-посадочных режимах.
3. Обеспечение целевых значений весовой и ресурсной эффективности конструкции при обеспечении требуемой жесткости и аэроупругости.
4. Обеспечение надежной устойчивости и управляемости и СГС на всех режимах полета
5. Повышение уровня надежности и функциональности комплекса бортового оборудования и систем в условиях кинетического нагрева
6. Повышение эффективности бортовых систем за счет технологий более электрического самолета
7. Участие в создание международных требований и норм по сертификации и эксплуатации СГС нового поколения.
Исследования у нас и за рубежом показывают, что наибольший мировой спрос прогнозируется для СГС среднего класса (12-19 пассажиров). При этом, размерность такого самолета существенно зависит от технологий его создания. Решающими факторами станут технологии и процессы, позволяющие получить успехи в достижении:
1. Выбора оптимальной скорости полета М = 1,8.. 2,2
2. Экономичности двигателя на уровне удельных расходов Ср = 0,98. 1,05 в крейсерском полете
3. Высокой удельной весовой отдачи конструкции на уровне
т
тПС = ^ = 0.42...0.47; т0
4. Аэродинамического качества в крейсерском полете Ккр = 8,2. 9,2.
5. Высокой безотказности и эксплуатационной технологичности при допустимой стоимости жизненного цикла.
Суперпозиция этих факторов и формирование требований под технологии их достижения является сложной, многокритериальной задачей, которая требует не только формирования сложных математических и эмпирических алгоритмов, увязанных между собой в единой информационной среде, но и значительного набора исходных данных, включающих весь имеющийся опыт по испытаниям, исследованиям, данных эксплуатации и пр. При этом есть твердое понимание того, что основным условием успешной реализация Программы создания конкурентоспособных российских СГС нового поколения является консолидация усилий организаций авиационной науки и предприятий промышленности. Высокий уровень технического риска и большой объём научных исследований требует интеграции и комплексной отработки всех ключевых технологий и технических решений до промышленного уровня технологической готовности.
Выводы:
1. С ростом скорости полета взлетная масса самолета растет по экспоненциальному закону, а целевая нагрузка падает.
2. В сегменте дозвуковых магистральных самолетов сравнительный анализ альтернативных схемных решений показывает преимущества самолетов, выполненных по схеме Летающее крыло.
3. Наибольший мировой спрос прогнозируется для свехзвуковых самолетов среднего класса (12-19 пассажиров). При этом, размерность такого самолета существенно зависит от технологий его создания.
Работа выполнена в рамках Соглашения о предоставлении гранта в форме субсидий из федерального бюджета на осуществление государственной поддержки создания и развития научных центров мирового уровня, выполняющих исследования и разработки по приоритетам научно-технологического развития" от 20 апреля 2022 года №075-15-2022-311.
Список литературы
1. Аведян А.Б., Куприков М.Ю., Маркин Л.В. Компоновка летательного аппарата. М.: МАИ Пресс. 2012. 294 с.
2. Долгов О С., Куприков М.Ю. Моментно-инерционный фактор при формировании формы летательного аппарата. М.: Изд-во МАИ-ПРИНТ. 2008. 180 с.
3. Долгов О С., Куприков М.Ю., Куприков Н.М. Особенности определения моментно-инерционного внешнего вида перспективных летательных аппаратов на ранних стадиях проектирования. // Вестник Московского авиационного института. 2010, № 2 (17). С. 1.
4. Долгов О С., Куприков М.Ю., Рипецкий А.В. Особенности геометрического синтеза на разных этапах формирования формы самолета большой пассажировместимости. // Вестник Московского авиационного института. 2010. №5 (17). С. 43-48.
5. Эгер С.М., Лисейцев Н.К., Самойлович О.С. Основы автоматизированного проектирования летательных аппаратов. М.: Машиностроение. 1986. 232 с.
6. Егоров Е.В., Тузов А.Д. Моделирование поверхностей летательных аппаратов. М.: МАИ. 1988. 88 с.
7. Егоров Е.В., Нартова Л.Г. Конструктивная геометрия. М.: МАИ, 2012. 160 с.
8. Жизненный цикл и реализация летательного аппарата Б.В. Бойцов, В.Д. Борисов, Н.М. Киселев, В.Г. Подколзин. М.: Изд-во МАИ, 2005. 520 с.
9. Куприков М.Ю., Максимов С.В. Влияние инфраструктурных ограничений на внешний вид дальнемагистрального самолета. // Известия вузов "Авиационная техника". 1999. №1. С. 52-55.
10. Куприков М.Ю., Патраков А.Г. Использование CAD/CAE систем при определении внешнего вида основного самолета. Материалы IX Международного симпозиума "Динамические и технологические проблемы механики конструкций и сплошных сред" Москва: МАИ, 2004, С. 58-59
11. Куприков М., Максимов С. Выбор Рациональных Параметров Подъемной Системы Дозвукового Транспортного Самолета, Ac Tch -96-24, Russian Sci-tech, 1997. № 1. С. 20.
12. Куприков М., Максимов С. Использование Избыточной Тяги Двигателя Для Управления Полетом И Триммингом Самолета, Ac Tch-96-23, Russian Sci-tech. 1997. № 1. С. 22.
13. Куприков, М.Ю. Структурно-параметрический синтез геометрической формы летательного аппарата в условиях жестких ограничений / М.Ю. Куприков. М.: МАИ, 2003. 64 с.
14. Куприков М., Рабинский Л.Н. Влияние ограничений инфраструктуры на геометрическую компоновку дальнемагистрального самолета. // Журнал исследований и разработок в области машиностроения. 2018 №41 (4), С. 40-45
15. Куприков М., Рабинский Л.Н., Летательные аппараты вертикального взлета и посадки: миф или реальность современной авиации. // Журнал исследований и разработок в области машиностроения. 2018 №41 (4). С. 46-52
16. Куприков М., Рабинский Л.Н. Кроссполярные маршруты как фактор, изменивший геометрическую компоновку дальнемагистральных самолетов, совершающих полеты на большие расстояния. // Журнал исследований и разработок в области машиностроения. 2018 №41 (4). С. 53-57
17. Мальчевский, В.В. Автоматизация процесса компоновки самолета. М.: МАИ, 1987.
42 с.
Куприков Никита Михайлович, канд. техн. наук, доцент, [email protected], Россия, Санкт-Петербург, Санкт-Петербургского политехнического университета Петра Великого, старший научный сотрудник Института 9 Московского авиационного института,
Куприков Михаил Юрьевич, д-р техн. наук, профессор, заведующий кафедрой, [email protected], Россия, Москва, Институт 9Московского авиационного института
DEPENDENCE OF THE APPEARANCE OF THE MAINLINE AIRCRAFT ON THE HIGH-SPEED CAPABILITIES OF AVIATION EQUIPMENT
N.M. Kuprikov, M.Yu. Kuprikov, Yu.V. Budkin 430
Modern needs for the formation of key technologies for the creation of high-speed mainline aircraft can be divided into seven groups, the topics of which cover the technical aspects of training: ensuring an acceptable level of sound impact while simultaneously ensuring the required aerodynamic efficiency by creating an integrated layout of a self-lifting aircraft, ensuring the target fuel efficiency of the power plant and permissible harmful emissions at supersonic flight speeds while observing noise level requirements for take-off and landing modes, ensuring the target values of the weight and resource efficiency of the structure while ensuring the required rigidity and aeroelasticity, ensuring reliable stability and controllability in all flight modes, increasing the reliability and functionality of the onboard equipment and systems complex under kinetic heating conditions, improving the efficiency of onboard systems due to more electric aircraft technologies, participating in the development of international requirements and standards for certification and operation of new generation aircraft.
Key words: aircraft, high-speed size, area, lifting force, volume of the aircraft, mass, moment of inertia, square-cube law, flight range diagram.
Kuprikov Nikita Mikhaylovich, candidate in technical sciences, docent, [email protected], Russia, Saint Petersburg, Higher School of Cyber-Physical Systems and Management of the Peter the Great Polytechnic University, Senior Researcher, Institute 9 of the Moscow Aviation Institute,
Kuprikov Mikhail Yurievich, doctor of technical sciences, professor, head of department, [email protected], Russia, Moscow, Institute 9 of the Moscow Aviation Institute
УДК 539.4.014.1
DOI: 10.24412/2071-6168-2022-7-431-438
ИССЛЕДОВАНИЕ ВОЗМОЖНОСТИ УПРОЧНЕНИЯ ХОЛОДНОЙ СДВИГОВОЙ ДЕФОРМАЦИЕЙ ТИТАНОВЫХ СПЛАВОВ ПРИ ПРУЖИННОМ ПРОИЗВОДСТВЕ
Д.А. Храмова, П.А. Ермоленков, Н.А. Бунина, С.А. Войнаш, В.А. Соколова, А.А. Ореховская, С.В. Алексеева
Изучено упрочнение холодной пластической деформацией кручением, совмещенной с низкотемпературной термической обработкой на примере двух сплавов: ТС6 и ВТ 23 - в закаленном состоянии. Сплав ТС6 относится к псевдо в сплавам, а ВТ 23 к (а+в) сплавам. В закаленных сплавах пластическая деформация инициирует мартенситное превращение метаста-бильной в фазы. Эффективность упрочнения оценивалась по диаграммам кручения и растяжения упрочненных кручением образцов. Сдвиговая деформация реализуется практически при всех видах обработки давлением и соответственно, вносит наибольший вклад в упрочнение. Метод упрочнения кручением представляет практический интерес для длинномерных изделий и торсионов где требуется упрочнение поверхности. Эффективность упрочнения зависит от применяемой термической обработки.
Ключевые слова: остаточные напряжения, упрочнение пластической деформацией, мартенситное превращение, кручение, титановый сплав.
Решение современных задач обеспечения надежности конструкций требует использование моделей поведения материала в условиях эксплуатации. При этом возникает две проблемы: - систематизации моделей для применения и экспериментального определения коэффициентов модели. В случае использования сложных реологических моделей требуется использование процедуры идентификации модели. Задача идентификации - определение параметров и структуры математической модели, обеспечивающих наилучшее совпадение выходных данных модели и реальных процессов при одинаковых входных воздействиях. В качестве идентифицируемых моделей могут служить уравнения из теоретического аппарата проектирования, а также регрессионные эмпирические модели. Так, непосредственно для решения задач отработки создаются модели, в которых зависимость параметров подсистемы х, определяющих его надёжность, от факторов, учитывающих конструктивные решения и условия эксплуатации ее, выражается уравнениями регрессии:
