Возможности улучшения топливной эффективности и себестоимости перевозок

Одно из главных направлений дальнейшего улучшения топливной эффективности пассажирской и транспортной авиации связано с внедрением в эксплуатацию наиболее совершенных ТРДД нового поколения. Современные двигатели четвертого поколения отличаются более высокой степенью двухконтурности т=5-6, высшим уровнем температуры газа на входе в турбину 1300°-1400°К, значительной степенью повышения давления 25-35. Улучшение параметров термодинамического цикла для газотурбинных двигателей приводит к увеличению весовой отдачи, уменьшению размеров двигателя и является эффективным способом снижения удельных расходов топлива. Двигатели ПС-90А и Д-18Т, установленные на новейших пассажирских самолетах Ил-96-300 и Ту-204 и самых больших в мире транспортных самолетах Ан-124 “Руслан” и Ан-225“Мрия”, характеризуются низким удельным расходом топлива на крейсерском режиме, равном 0,58-0,6 кг/кг тяги/час. Прогресс в улучшении экономичности двигателей показан на рис. 11.5, где приводятся удельные расходы топлива различных двигателей ведущих фирм.

Дальнейшее повышение эффективности турбореактивных двухконтурных двигателей будет связано с увеличением температуры газа перед турбиной и — повышением давления в компрессорах. Исследования и разработки двигательных НИИ и ОКБ показывают, что в перспективе произойдет дальнейшее уменьшение удельного расхода топлива на 15-20% за счет перехода к двигателям со

Рис. 11.5. Удельные расходы топлива турбореактивных двухконтурных двигателей

сверхбольшой степенью двухконтурности(=10-20)с применением низконапорного закапотированного винтовентилятора и повышением параметров термодинамического цикла двигателей и КПД узлов. Степень повышения давления в компрессорах перспективных двигателей достигнет 40-60, а температура газа перед турбиной на крейсерском режиме 1500°-1550°К(рис.11.6).

Использование на перспективных пассажирских — самолетах двигателей со сверхбольшой степенью двухконтурности и малыми удельными расходами топлива на крейсерском режиме полета требует учета многих других факторов. Во-первых, с ростом степени двухконтурности более интенсивно уменьшается тяга по скорости на взлетном режиме и наблюдается увеличение удельной массы двигателя у(рис.11.7).

Во-вторых, увеличение степени двухконтурности, как правило, приводит к увеличению миделя и других размеров силовой установки. В результате увеличивается сопротивление аэродинамической интерференции гондолы двигателя с пилоном и крылом при расположении двигателей на крыле либо с фюзеляжем при рас­положении двигателей в хвостовой части фюзеляжа. Для крупно­габаритных двигателей, расположенных на пилонах под крылом самолета в схеме низкоплан, возникают проблемы поиска конструктивных решений с целью обеспечения необходимого клиренса между гондолой двигателя и взлетно-посадочной полосой без существенного увеличения габаритов и веса шасси.

В третьих, для двигателей сверхбольшой степени двухконтурности с большим диаметром гондолы" удлинение гондолы становится много меньше, чем для современных ТРДД. Это вызывает проблему обеспечения равномерности потока на входе в двигатель. Наконец, для двигателей сверхбольшой степени двухконтурности серьезной проблемой является задача’ обеспечения реверса тяги.

Учет всех вышеназванных факторов позволяет определить диапазон рациональных значений степени двухконтурности двигателей для самолетов различного назначения. Так, например, с целью

Рис. 11.6. Зависимость удельных расходов топлива от степени двухконтурности двигателя при различных параметрах цикла

достижения максимального аэродинамического качества наиболее предпочтительными являются значения степени двухконтурности турбореактивного двигателя т = 15~17(рисЛ 1.8),однако с учетом всех других факторов более рациональным является диапазон значений т= 10-12. Согласно оценкам, при такой степени двухконтурности двигателя себестоимость перевозок самолета с перспективным ТРДД будет минимальна.

Рис. 11.7. Зависимость тяги на взлетном режиме Лотр, удельной массы и удельного расхода ТРДД от степени двухконтурности т

В настоящее ■,время ведутся исследования по созданию высокоэкономичных ТРДД и эффективному использованию возможностей силовой установки для самолетов различного назначения.

Заметное повышение топливной эффективности пассажирских и транспортных самолетов можно было ожйдать от использования
усовершенствованных турбовинтовентиляторных двигателей (ТВВД). Винтовентиляторные двигателе имеют малогабаритные много­лопастные высоконагруженные винты, рассчитанные на высокие скорости полета, саблевидную форму лопастей с тонкими сверхкритическими профилями. Расчеты показывают, что удельный расход топлива перспективных ТВВД на крейсерском режиме полета(М=0,75~0,8)может быть еще ниже, чем у ТРДД, спроектированных на том же уровне технологии..

Однако разработка и внедрение ТВВД на перспе­ктивных магистральных само­летах связаны с определен­ными техническими трудно­стями: разработка техноло­гии изготовления высо — конагруженных винтов из композиционных материалов, обеспечение прочности и ре­сурса вйнтов в условиях не­стационарного нагружения, уменьшение вредного воз­действия на пассажиров вибраций и шума от винтов, использование в конструкции фюзеляжа дополнительных звукопоглощающих материалов. По этой причине представляется наиболее вероятным применение перспективных ТВВД на транспортных самолетах, а также на некоторых магистральных самолетах малой и средней дальности полета.

Вторым главным направлением улучшения топливной эф­фективности магистральных пассажирскгх самолетов является раз­витие работ в области аэродинамики.

В материалах данной книги отмечены результаты работ по увеличению аэродинамического качества. В ЦАГИ и самолетных ОКБ разработаны аэродинамические компоновки самолетов со сверхкритическими стреловидными крыльями большого удлинения. Новые сверхкритические, профили в — сечениях крыла умеренной
стреловидности имеют большую относительную толщину вплоть до с =15-12-10% и позволяют достигать крейсерской скорости полета до 800 — г 870 км / час. Главное достижение аэродинамики про­филя — значительное увеличение его толщины-позволило на 40^50% увеличить удлинение крыла при сохранении прочности и веса конструкции крыла.

Прогресс в увеличении максимального аэродинамического качества /£пах показан на рис Л 1.9 в виде зависимости от величины А / 5 ом = /2 / 5 0м(/ -размах крыла, S 0м —площадь омываемой поверхности). В ближайщие годы будет сохраняться тенденция увеличения удлинения стреловидных крыльев за счет использования усовершенствованных сверхкритических профилей большой толщины.

Однако следует иметь ввиду, что максимальное аэро­динамическое качество реализуется в крейсерском полете, при оп­тимальных значениях коэффициента подъемной СИЛЫ Су Jfmax, которые увеличиваются с ростом Атах. Для магистральных пассажирских самолетов, разработанных в последние годы, значения СуКтах составляют 0,5"^ 0, 6. Отработка аэродинамики крыла при
таких высоких значениях Су и числах М=0,75-г 0,85 требует больших затрат при проведении экспериментальных исследований и широкого привлечения. методов вычислительной аэродинамики. Наибольшую трудность представляет требование обеспечения запаса по числам М и значениям Су до начала появления баффтинга.

Для магистральных самолетов большой пассажировместимости увеличение удлинения крыла затруднено еще тем, что авиационные компании фактически ограничивают размах крыла перспективных самолетов из-за установленных в аэропортах размеров стояночных площадок и мест посадки пассажиров. Как пример можно привести тот факт, что новый самолет фирмы Боинг В-777 рассматривается с отклоняемой частью консолей крыла.

Поэтому дальнейшее увеличение удлинения крыла с целью повышения аэродинамического качества перспективных самолетов следует осуществлять только с учетом всех обстоятельств.

Удлинение крыла не является единственным средством уменьшения индуктивного сопротивления самолета. Такими средствами являются также различные шайбы, законцовки и другие концевые аэродинамические поверхности. Однако только в последние годы концевые крылышки стали применяться на современных гражданских самолетах со сверхкритическими крыльями. Это было связано со сложностью проектирования концевых крылышек, их формы и профилировки, обеспечивающих безотрывный характер обтекания в пространственном околозвуковом поле скоростей около конца крыла без заметного роста их сопротивления. Решение задачи было найдено в том, что сама концевая аэродинамическая поверхность формировалась из профилей сверхкритического типа. Используя расчетные методы и параметрические экспериментальные исследования, находились оптимальные форма в плане, угол установки и крутка концевых аэродинамических поверхностей.

Наиболее рациональными для гражданских самолетов с крыльями большого удлинения являются односторонние верхние концевые крылышки небольшой относительной площади, которые нашли применение на самолетах Ил-96-300,Ту-204,А-340.Следует заметить, что большой аэродинамический эффект от установки на крыле дополнительных концевых аэродинамических поверхностей сопровождается дополнительными проблемами в обеспечении прочности конструкции крыла и создании необходимых запасов критической скорости трансзвукового флаттера;

Для самолетов с прямым крылом большого удлинения, рассчитанных на небольшие дозвуковые крейсерские скорости полета, положительный аэродинамический эффект также имеет место при малой относительной площади крылышек(1> 5—2% площади крыла) и приводит к увеличению аэродинамического качества самолета более, чем на единицу. Важно отметить, что эти концевые крылышки по­зволяют получить прирост аэродинамического качества( А /С ~ 0, 5) на режиме взлета, т. е.при — отклоненной механизации.

Важной составляющей сопротивления крыла при большой дозвуковой скорости полета является профильное сопротивление. Задача проектирования формы профилей и всей поверхности околозвукового крыла с целью минимизации сопротивления потребовали развития достаточно точных численных методов решения прямых и обратных задач в трансзвуковом потоке газа с учетом влияния вязкости и тонких срывных зон. В настоящее время в литературе опубликовано много работ, свидетельствующих об успехах в этой области теоретической аэродинамики. Важным результатом расчетных методов является возможность достаточно точного прогнозирования кризисных явлений при обтекании крыла — появления скачков уплотнения и отрывов пограничного слоя(рис.11.

10) .Практическое применение-численных методов и параметрические расчеты сократили время поиска рациональных форм аэродинами­ческих компоновок самолетов.

Расчетные и экспериментальные исследования показывают, что для достаточно равномерного распределения давления вдоль размаха крыла большого удлинения его поверхность должна быть существенно трехмерной, в особенности в центральной части крыла. До недавнего времени поверхность крыльев многих самолетов формировалась в виде линейчатой поверхности на базе ряда профилей в опорных сечениях, например в бортовом сечении, в сечении, где задняя кромка терпит излом, и в концевом сечении. Такой способ формирования поверхности

крыла удобен для конструктора. Однако с позиций аэродинамики он является неудачным, поскольку для линейчатой поверхности в различных сечениях крыла течение получается неоднородным и при увеличении числа Маха потока волновой кризис развивается неодинаково, причем, как правило, в центральной части крыла он наступает раньше всего.

Рис.11.10. Предельные линии тока и линии равных давлений на верхней поверхности крыла, М =0,82; Re —2 • 10е, Су=0,5

Поэтому перспективным направлением является формирование поверхности центральной части крыла в видр поверхности двойной кривизны(например, Ту-204). Дажё при большей относительной толщине консоли крыла построение центральной части крыла в виде поверхности двойной кривизны может привести к улучшению

аэродинамических характеристик при больших дозвуковых числах Маха.

Важными составляющими сопротивления самолета являются сопротивление трения и так называемое вредное сопротивление, связанное с наличием на самолете различных выступающих деталей, стыков, неровностей и шероховатости. Для магистральных самолетов каждый процент увеличения вредного сопротивления само- лета(измеряемого в процентах к минимальному сопротивлению) понижает уровень аэродинамического качества примерно на 0,1. Поэтому снижение величины вредного сопротивления является задачей и постоянной заботой как конструкторов, так и аэродинамиков. В ЦАГИ совместно с конструкторскими бюро разработан стандарт на качество внешней поверхности самолетов, предусматривающий снижение вредного споротивления от выступающих деталей и неровностей поверхности до 3—5% от минимального сопротивления. Все новые пассажирские самолеты, включая Ил-96-300,Ту-204 и др., разрабатываются в соответствии с этим стандартом.

Перспективными средствами уменьшения сопротивления трения дозвуковых самолетов являются искусственная и естественная ламинаризация обтекания. Еще в 1940-х годах исследования, проведенные в ЦАГИ и других научных центрах, показали, что используя профили специальных форм с благоприятными-градиентами давления в передней части крыла, можно осуществить естественную ламинаризацию на крыльях самолетов сравнительно небольших размеров и за счет этого уменьшить сопротивление трения.

На ряде современных профилей при околозвуковом обтекании местная сверхзвуковая зона формируется таким образом, что поток в ней ускоряется вплоть до замыкающего скачка уплотнения. На поверхности крыла появляется достаточно протяженная зона с благоприятными отрицательными градиентами давления. Расчеты показывают, что при околозвуковом обтекании профилей сверхкритического типа, имеющих достаточно хорошую отделку поверхности (при шероховатости ~ 5 микрон), можно ожйдать ламинарный характер течения в пограничном слое на профиле вплоть до середины хорды даже при очень больших числах Рейнольдса(Ие =

30 * 1 (^.Экспериментальные исследования моделей в околозвуковых аэродинамических трубах подтверждают эффект естественной околозвуковой ламинаризации(рис. 11.11).

Рис.11.11. Распределение давления и положение точки перехода на верхней поверхности сверхкритического профиля, Re=10T

Практическая реализация этого эффекта на крыльях малой стреловидности, когда определяющим является потеря устойчивости в ламинарном слое, является достаточно очевидной при условии вы­сокою качества отделки поверхности(рис.11.12)Летные испытания самолета Фоккер ~ 100 со специально установленной манжетой на крыле показали возможность уменьшения сопротивления на 10^" 15%.

*

Применение естественной ламинаризации на крыльях умеренной и большой стреловидности представляет собой чрезвычайно сложную проблему из-за эффектов пространственного обтекания в области передней кромки крыла. Кроме того, наличие механизации передней кромки также является препятствующим фактором для ламинаризации. Необходима разработка новых эффективных типов механизации передней кромки, позволяющих по крайней мере сохранить гладкость верхней поверхности крыла.

I Угол стпре лобт+дностпи

Рис.11Л2. Границы естественной ламинаризации течения на

поверхности крыла самолета

Другим эффективным средством уменьшения сопротивления трения яНляется искусственная ламинаризация обтекания путем отсасывания пограничного слоя с поверхности крыла, вертикального и горизонтального оперения, а также гондол двигателей. Расчеты показывают, что в этом случае можно обеспечить протяженность ламинарных участков до 60^70% хорды стреловидного крыла либо оперения и снизить суммарное сопротивление на 14^15%.

Искусственная ламинаризация обтекания принципиально возможна для крыльев любой стреловидности, однако требует определенных энергетических затрат и увеличения веса конструкции. Сложными вопросами, затрудняющими практическую реализацию системы искусственной ламинаризации, являются вопросы конструктивного выполнения этой системы(например, рис.11.13),а также вопросы эксплуатации.

Для крыльев умеренной стреловидности наиболее перспективным является так называемое комбинированное управление ламинарным

обтеканием(КУЛО).Для системы КУЛО характерно сочетание отсо­са пограничного слоя в области передней кромки стреловидного крыла (~20% хорды) и благоприятного отрицательного градиента давления

ПЕРФОРАЦИЯ рис.11.13. Схема конструкции перфорированной панели для крыла с искуственной ламинаризацией

на значительной части поверхности крыла(рис. 11.14).Специальные экспериментальные исследования моделей стреловидных крыльев в аэродинамических трубах малых и больших дозвуковых скоростей показали, что применение системы, КУЛО с весьма малыми коэффициентами расхода при отсосе пограничного слоя в области передней кромки) Cq = 0,0005) позволяет получить протяженность ламинарных участков на поверхности крыла до 60^70% хорды. В качестве иллюстрации на рис. 11.15 показана область ламинарного течения на модели крыла, с углом стреловидности 30°, полученная, с использованием каолинового покрытия.

В последнее время изучается другая возможность лами­наризации течения на поверхности крыла путем локального натре —

ва небольшого участка поверхности вблизи передней кромки. Эти работы, а также исследования сопротивления трения различных специальных покрытий, являются фундаментальными исследованиями, направленными на дальнейший прогресс в аэродина-мике.

Исследования по снижению турбулентного трения фюзеляжа и других элементов самолета связаны с использованием на поверхности специальных продольных канавок (риблет),а также других устройств, улучшающих структуру турбулентного пограничного слоя. Опыты на моделях в аэродинамических трубах(рис.11.16),а также на летающих лабораториях показывают устойчивое уменьшение сопротивления

трения на 6-і" 10%.Практическое использование специальных рифленых пленочных покрытий будет связано с опытом эксплуатации, возможностью быстрого нанесения и снятия пленочных покрыт$5й, стоимостью пленок с риблетами и другими вопросами производства,

контроля и эксплуатации.

Дальнейшее развитие пассажирской авиации неразрывно связано с обеспечением прочности, повышением надежности конструкции и ресурса, а также улучшением весового совершенства самолетов. Уменьшение веса снаряженного самолета при обеспечении одинаковой транспортной производительности является важным фактором повышения топливной эффективности и снижения себестоимости перевозок.

Рис Л 1.16. Коэффициент сопротивления и аэродинамическое качество моделей с риблетами

Рост весового совершенства магистральных самолетов достигается благодаря использованию новых материалов, обладающих повышенными характеристиками прочности, и прогрессу в методах проектирования и в области технологии. К числу прогрессивных

технологических нововведений относятся длинноразмерные панели, профили, плиты, напряженные крепежные детали, сотовые конструкции, композиционные материалы и др. Использование длинноразмерных панелей позволяет на 1 % уменьшить массу конструкции магистрального пассажирского самолета, применение сотовых элементов дает экономию в массе I’M,5т на 1000м2 площади конструкции; напряженный крепеж в три-четыре раза увеличивает срок службы болтовых соединений.

Значительные резервы для уменьшения массы конструкции открывает широкое применение композиционных материалов. Эти материалы на первых этапах внедрения используются в элементах конструкции самолета, подверженных действию простой системы нагрузок, . легко контролируемых в процессе эксплуатации, допускающих быструю замену и не являющихся критическими в отношении безопасности полета. Этим требованиям удовлетворяют такие элементы фюзеляжа как полы, балки пола, перегородки, щитки, а также ряд элементов крыла и оперения. Следующий этап характеризуется изготовлением из композиционных материалов щитков, элеронов, закрылков, целиком вертикального оперения, горизонтального оперения. В таблице показаны примеры использования композиционных материалов в конструкции ряда пассажирских самолетов. Как видно из таблицы, доля композиционных материалов в конструкции современных магистральных самолетов составляет до 10 ^20% .В перспективе можно ожидать в 2000—2010 годах еще более’ широкое внедрение в конструкцию самолета композиционных материалов, алюминиево-литиевых сплавов, других новых материалов и за счет этого снижения веса конструкции примерно на 30% по сравнению с самолетами 1980-х годов (рис.11. 17).

Снижение веса оборудования самолета и веса его конструкции в значительной степени зависит от уровня совершенствования систем — управления.

Прогресс в системах управления самолетов в 1970-1990г. г.носит революционный характер и направлен в первую очередь на повышение безопасности полетов и улучшение летно-технических характеристик.

Совершенствование систем управления заключается прежде всего в широком внедрении интегральных электродистанционных систем. Современные электродистанционные системы штурвального управления, как правило, базируются на цифровой технологии, как например, в новых самолетах Ту-204 и Ил-96-300. Интегральные алгоритмы позволяют обеспечить ограничения по углу атаки при малых скоростях полета, ограничения по перегрузке и многие другие важные функции, что существенно повышает безопасность полета.

Таблица!

ИСПОЛЬЗОВАНИЕ КОМПОЗИЦИОННЫХ МАТЕРИАЛОВ В КОНСТРУКЦИИ ПАССАЖИРСКИХ САМОЛЕТОВ Ту-204 Ил-96-300 А-300-600 А-310-300 А-320 А-340 максимальная взлети, масса, т 93.5 230 165 150 72 235.5 масса конструкции, т 29.4 65 51 44.7 20.8 76 масса КМ, т 3.2 4.02 6.2 ■ 6.2 4.5 11 доля КМ,% 13 6.2 12.1 13.8 22.5 14.5

Рис Л 1.17. Снижение веса конструкции самолета за счет применения новых материалов

Среди новых систем управления весьма эффективными оказались системы повышения продольной статической устойчивости, которые сделали возможным полет при малом запасе устойчивости. Использование автоматики .позволяет снизить запас собственной продольной устойчивости до значений — тг =0,01-г 0,05. При этом уменьшаются потери аэродинамического качества на балансировку за счет уменьшения отрицательной подъемной силы и сопротивления хвостового оперения, а также уменьшаются необходимые геометрические размеры и масса конструкции оперения. Переход на малые запасы устойчивости увеличивает аэро­динамическое качество самолета на величину 0, 3-і-0, 5.

Перспективным является управление центровкой самолета в полете путем перекачки топлива из крыльевых в хвостовые топливные баки. Этот способ уже применяется, например, на самолетах А-310, Ту-204 и позволяет практически обеспечить переход к малым запасам устойчивости на крейсерском режиме полета.

Крупным достижением является также внедрение автоматизированных систем активного управления, которые используются для снижения нагрузок при маневре и при полете в турбулентной атмосфере. Такая система успешно применяется’ на самолете Ил-96-300, ее использование дает в конечном итоге возможность уменьшить вес конструкции крыла при сохранении безопасности полетов. Кроме того, системы активного управления дают принципиальную возможность справиться с проблемами больших углов атаки и флаттера.

Современные интегрированные системы связывают все элементы управления самолетом и двигателем едиными электрооптическими шинами. Это дает возможность заметно уменьшить вес оборудования, повысить защищенность от помех, т. е. улучшить безопасность полета, комфорт пассажиров и топливную эффективность самолета. Такой подход дает возможность значительно расширить число функций, которые может выполнить автоматизированные системы штурвального управления. Как следует из материалов данной книги, число функций, выполняемых АСШУ современных самолетов, достигает 15-20.

Однако, с другой стороны, рост числа функций интегрированных систем требует увеличения необходимых быстродействия и объема памяти бортового вычислителя. Программное обеспечение становится более сложным. В результате должны быть приняты меры повышения надежности всей системы. Поэтому перспективной является федеральная структура из нескольких вычислителей с распределением функций между ними при возможности реконфигурации всей системы в случае отказа какого-либо модуля.

С целью повышения топливной эффективности и снижения себестоимости перевозок авиационные фирмы и конструкторские бюро, создавая новые самолеты, предусматривают разработку ряда модификаций и целого семейства самолетов, включающих в себя основные элементы и системы базового самолета. Унификация агрегатов уменьшает себестоимость производства, в то же время модификации самолетов на различную дальность полета и коммерческую нагрузку дают возможность снизить себестоимость перевозок на конкретных авиалиниях. При разработке модификаций учитываются технические достижения, способствующие улучшению летно-технических и других характеристик самолета.

Примерами создания семейства самолетов могут служить программы развития самолетов Ту-204, Ил-96 и Ан-218.

Программа развития самолета Ту-204 направлена в сторону увеличения коммерческой нагрузки и дальности полета за счет реализации имеющихся резервов конструкции путем увеличения максимального взлетного веса. Первый вариант возможной модификации Ту-204-100 представляет собой базовый самолет Ту — 204 с двумя двигателями ПС-90А с увеличенным на 7 тонн максимальным взлетным весом за счёт топлива, позволяющим расширить эффективность практического применения самолета до 4500 км (для базового Ту-204 3000км).Новые возможности открываются для эксплуатационных предприятий гражданской авиации при появлении варианта самолета Ту-204-200. В результате увеличения максимального взлетного веса до 111т самолет сможет перевозить др 25,2т коммерческой нагрузки. Диапазон эффективных областей применения самолета Ту-204-200 по дальности гїолета находится в пределах 6000км.

Модификация самолета Ту-204:230 предусматривает установку перспективных двигателей с большой степенью двухконтурности серии НК-93 взлетной тягой 18,0т и удельным расходом топлива на крейсерском режиме 0,52-0,55 кг/кг тяги. час. Экономичность

двигателей позволяет расширить диапазон эффективного применения самолета до дальности свыше 7000км.

В конструкторском бюро им. А. Н.Туполева рассматриваются также варианты создания модификации самолета Ту-204 с укороченным фюзеляжем и пассажировместимостью 166 человек (Ту-204-300).

Привлекательность использования модификаций самолета Ту-204

с некоторыми иностранными двигателями связана с их высокими *

ресурсными характеристиками и наличием соответствующих оснащенных служб, уменьшающих трудоемкость обслуживания. Так, на одном из вариантов семейства Ту-204 установлены двигателиRB. 211-535-Г5 с тягой 19,3т.

Топливная эффективность самолетов семейства Ту-204 показана на рис.11.18, в зависимости от технической дальности полета.

9

Рис.11.18. Топливная эффективность самолетов семейства Ту-204

В классе дальних аэробусов в середине 1993 года получил сертификат летной годности самолет Ил-96-300. Первый опыт его эксплуатации показывает эффкетивность применения самолета по сравнению с имеющимся парком. Так, например, среднечасовой расход топлива самолета при перевозке 300 пассажиров на дальность 9000км

www. vokb-la. spb. ru — Самолёт своими руками?!

%

составляет меньше 7 тонн/час.

Программа развития самолета Ил-96-300 предусматривает создание модификаций с увеличенной коммерческой нагрузкой и дальностью полета. На первом этапе-это создание самолета Ил-96М в варианте с двигателями ПС-90 и в варианте с двигателями PW — 2337. Дальнейшее развитие самолета, направленное на существенное увеличение дальности полета, предполагается путем повышения его технического уровня на основе применения двигателя НК-92 с тягой 18-20т. Предполагается, что топливная эффективность этой модификации самолета Ил-96»300Д составляет 22-23гр./пасс. км(рис. 11.19).Конструкторское бюро им. С. В.Ильюшина разрабатывает также проект создания новых дальних широкофюзеляжных самолетов, способных перевозить 400-750 пассажиров.

Дальность полета, км Рйс.11.19. Топливная эффективность самолетов семейства Ил-96

Топливная эффективность самолетов семейства Ил-96 показана на рис. 11.19 в зависимости от технической дальности полета.

Для линии средней протяженности предназначен создаваемый-в АНТК им. О. К. Антонова широкофюзеляжный самолет Ан-218 с двумя двигателями Д-18ТМ, являющимися развитием двигателей Д_ 18,выпускаемых серийно для крупнейших в мире транспортных самолетов Ан-124 и Ан-225. Самолет сможет перевозить до.350 пассажиров со скоростью 850-870 км/час на дальность до 6300 км. Программа создания и развития самолета показана на рис.11.20и предусматривает ряд этапов. На первом этапе взлетная масса самолета будет ограничена 158,5 тоннами, что обеспечит дальность полета с максимальной пассажирской загрузкой до 4700 км. Увеличение на втором этапе допустимой взлетной массы до 170т и дальности полета свыше 6000 км предполагается без существенных конструктивных доработок самолета за счет имеющихся резервов. На базе самолета Ан-218 предполагается создание модификации увеличенной дальности(Ан-218-100),экспортных вариантов с различными двигателями, а также перспективного варианта с экономичными двигателями сверхвысокой степени двухконтурности НК-93.

Рис. 11.20. Развитие самолета Ан-218 Унификация агрегатов с целью снижения себестоимости производства широко применяется многими авиационными фирмами. Так, например, — двухдвигательный самолет А-330 и четырех­двигательный А-340 концерна Эрбас Индастри имеют одинаковое крыло, секции фюзеляжа и хвостовое оперение. Диаметр фюзеляжа 5,64м—такой же, как у самолетов А-300 и А-310.

Рис.11.21. Линии равных давлений и распределение давления в сечении крыла самолета Ил-96-М85

Можно ожидать, что в ближайшем будущем ведущие авиационные фирмы будут максимально использовать накопленный опыт в организации и технологии производства, а также новые научно- технические разработки с целью дальнейшего повышения топливной эффективности перспективных магистральных самолетов и снижения себестоимости перевозок.