|
УДК 533.697.4
КЛЮЧЕВЫЕ ПРОБЛЕМЫ РАЗРАБОТКИ ПЕРСПЕКТИВНЫХ КОНЦЕПЦИЙ СВЕРХЗВУКОВЫХ ПАССАЖИРСКИХ САМОЛЕТОВ (ОБЗОР ПО МАТЕРИАЛАМ АМЕРИКАНСКИХ ПУБЛИКАЦИЙ)
ФГУП "Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И. Баранова":
Артур Амазаспович Мирзоян, начальник сектора
NASA в течение последних 5 лет привлекало промышленность для нового рассмотрения коммерческого сверхзвукового транспорта в рамках фундаментальной программы аэронавтики NASA для периодов 2020 - 2025 гг. (N+2 поколение) и 2030 - 2035 гг. (N+3 поколение). Были разработаны наилучшие концепции сверхзвуковых самолетов N+3 поколения для периода 2035г. Продемонстрирована потенциальная возможность удовлетворения и даже превышения практически всех целевых показателей N+3.
Over the preceding 5 years, NASA has engaged industry to revisit the subject of commercial supersonic transports as part of its Fundamental Aeronautics Program on years 2020 to 2025 (N+2) and 2030 to 2035 (N+3) timeframes. The preferred N+3 concepts of supersonic aircraft for the 2035 timeframe were defined. These efforts have been showed the potential to meet or even exceed nearly all the N+3 goals.
Ключевые слова: сверхзвуковой пассажирский самолет, силовая установка, критические технологии, технические и экологические целевые показатели, топливная эффективность, шум, эмиссия, звуковой удар.
Keywords: supersonic civil aircraft, propulsion system, critical technologies, technical and environmental goals, noise, emission, sonic boom.
Экономическое обоснование сверхзвукового пассажирского транспорта кроется в повышенной производительности сверхзвуковых самолетов и способности перевезти вдвое большее количество пассажиров на дальних маршрутах. Высокие эксплуатационные затраты, проблемы экологического характера, связанные с шумом и эмиссией вредных веществ, а также ограничения сверхзвуковых полетов над сушей из-за звукового удара являются определенными технологическими препятствиями, которые необходимо учитывать при разработке сверхзвуковых пассажирских самолетов (СПС).
К 2000 г. в результате широкого международного обсуждения американская промышленность пришла к выводу, что небольшой, менее скоростной и более дешевый самолет приемлем для реализации. Ряд компаний исследовали различные гипотетические концепции будущих самолетов, в том числе СПС меньшей размерности. Были продолжены разработки методов снижения звукового удара и более эффективной интеграции планера с силовой установкой (СУ) в целях удовлетворения более строгих норм по шуму на местности. Кроме того, проведено концептуальное и эскизное проектирование сверхзвуковых деловых самолетов (СДС). В частности, Boeing представил технико-экономическое обоснование СДС как возможной технологической и законодательной "ступеньки" на пути создания магистральных СПС- 2.
В 2005 г. NASA привлекло промышленность для новой оценки будущих коммерческих сверхзвуковых самолетов с точки зрения будущих целевых экологических показателей и необходимости развития потребных ключевых технологий. Команды промышленности и университетов, возглавляемые Boeing и Lockheed Martin (LM), исследовали сверхзвуковые самолеты поколения N+2 и N+3 (по терминологии NASA, это второе и третье поколения технологий, следующих после технологий современного парка коммерческих самолетов) [1, 2]. Периоды времени, которые были определены NASA для этих поколений, соответствуют 2020-2025 гг. и 2030-2035 гг. соответственно.
Фирмы Boeing и LM привлекли к исследованиям такие организации, как GE, GE GRC, PW, Rolls-Royce, Liberty Works, Georgia Institute of Technology, MIT, M4 Engineering, Wyle Laboratories, Texas A&M, университеты Purdue, Penn State и др. По замыслу исследователей, скоростной самолет 2030-2035 гг. должен иметь низкий звуковой удар, высокую топливную эффективность, допуск к полетам со сверхзвуковой скоростью над сушей, быть экологически приемлемым.
По мнению NASA, в ближайшей перспективе технологический прогресс приведет к созданию приемлемых СДС (Supersonic Business Jet - SSBJ) с необходимым уровнем снижения звукового удара. В следующем десятилетии технологический прогресс обеспечит разработку сверхзвукового магистрального самолета с относительно высокой топливной эффективностью и пассажировместимостью примерно 100 чел., или магистрального самолета со значительно сниженным звуковым ударом, несколько меньшей размерностью и худшей топливной эффективностью. Дальняя перспектива (2030-2035 гг.) СПС N+3 поколения связывается с обеспечением пассажировместимости 100 чел. и более, дальности более 7400 км, понижением звукового удара и уровня шума на взлете, а также повышением топливной эффективности при условии применения ключевых самолетных и двигательных технологий (рис. 1).
При оценке требований будущего рынка к самолету рассматривается несколько ключевых аспектов.
Первый связан с прогнозом потенциального размера рынка и экономического эффекта от использования сверхзвуковых самолетов. Поскольку парк СПС предназначается для глобального авиарынка, то он будет зависеть от мировой демографии и состояния мировой экономики. Потребность в сверхзвуковом полете на данном сегменте рынка будет определяться политическими и экономическими свободами, личными финансовыми запасами и склонностью пассажиров к путешествиям.
Вторым ключевым аспектом является изменчивость цены и доступность топлива.
Экономическую целесообразность сверхзвукового самолета осложняет то, что оптимальный СПС требует оснащения мощными двигателями (прежде всего газогенератором большой размерности) и большой прочности конструкции; имеет повышенное волновое сопротивление и удельный расход топлива в сравнении с дозвуковыми аналогами того же временного периода. Наряду с потребительской ценой и доступностью топлив, вероятно, появится и экологическая составляющая в затратах на топливо в форме налогов, углеродных квот, дороговизны биотоплива или синтетических смесей. Улучшение топливной эффективности и списание устаревших самолетов приведут к сокращению общего влияния стоимости авиатоплива. Применение природного газа и водорода на сверхзвуковом самолете особенно затруднено из-за тесной взаимосвязи ЛТХ с массой и объемом. Если углеводородное сырье станет менее доступным, применение синтетического реактивного топлива или биотоплива может оказаться более приемлемым для пассажирских самолетов, в особенности для сверхзвуковых.
Третий ключевой аспект - экология как в отношении будущих жестких стандартов, так и общественного восприятия и осуществления деятельности, благоприятной для нашей планеты. Общественное отношение к проблемам эмиссии NOx, увеличению стратосферного водяного пара и эмиссии CO2 потребуют от сверхзвукового транспорта улучшения топливной эффективности на более низких крейсерских высотах (менее 17 км), чтобы значительно понизить любые потенциальные вредные воздействия на атмосферу. Ограничения по шуму и эмиссии могут сделать сверхзвуковой самолет неприемлемым для эксплуатации.
Согласование требований к ЛТХ самолета с потребностями рынка очень важно с точки зрения жизнеспособности СПС. В свое время ограниченный сервис и сверхвысокие эксплуатационные расходы “Конкорда”, имевшего очень небольшую клиентуру, согласную за сокращение времени перелета через Атлантику платить в несколько раз больше, чем за нормальный дозвуковой перелет в первом классе, не позволили ему стать типовой экономической моделью будущих сверхзвуковых самолетов. Будущий СПС должен быть конкурентоспособным с обычным комфортным дозвуковым перелетом (например, в международном бизнес - классе или первом классе, а также частично на деловых самолетах) без существенного увеличения стоимости билета в сравнении с первым поколением СПС (“Конкордом”, Ту-144). Оценка американцами рынка сверхзвуковых пассажирских самолетов N+2/N+3 поколения проиллюстрированы на рис. 2.
Данные по пассажирским перевозкам магистральными самолетами, приведенные на рис. 3, показывают, что самое большое количество перевозок premium-класса происходит на дальностях менее 7400 км, а следующие группы перевозок - на дальностях 9240 км и 12930 км. Поэтому для сверхзвукового самолета N+2 поколения важно первоначально обеспечить дальность полета около 7400 км, а большие дальности могут быть долгосрочной целью, достигаемой более совершенными технологиями N+3 (и выше) поколения.
Основываясь на маркетинговых и экологических исследованиях, фирма Boeing выдвинула для СПС N+2/N+3 требования, приведенные в табл. 2. Эти требования более жесткие, чем уровень целевых параметров NASA для проектов N+2/N+3 поколения. При этом топливная эффективность в виде расхода топлива на 1 пассажира и 1 км дальности используется как основной критерий эффективности различных конфигураций.
 |
|---|
 |
При выборе базовых концепций (БК) N+3 американцы исследовали многие традиционные и нетрадиционные конфигурации, включая косое (поворотное) крыло, Т-образное хвостовое оперение, коробчатое крыло, двойной фюзеляж, изменяемую стреловидность, распределенную и встроенную СУ. В результате анализа и учета преимуществ, недостатков, стоимости, рисков и суммарного выигрыша каждой конфигурации выбраны две БК. Команда LM выбрала в качестве окончательной БК самолет с обратной V-образной хвостовой частью и размещением двигателей под крылом (рис. 4), а команда Boeing - самолет с прямой V-образной хвостовой частью и размещением двигателей над крылом (рис. 5).
Основные особенности БК LM:
- специальная форма носовой части и обратная V-образность хвостовой части обеспечивают уменьшение звукового удара;
- специальная форма крыла в плане повышает аэродинамическое качество и снижает удар;
- обратная V-образность хвостовой части и её соединение с консолью крыла повышает жесткость конструкции;
- форма в плане задней кромки крыла улучшает аэродинамическую интеграцию с СУ;
- прямая V-образность крыла обеспечивает снижение удара;
- обратная V-образность законцовок крыла обеспечивает путевую устойчивость;
- расположение двигателей в хвостовой части под крылом улучшает аэродинамическую.
Основные особенности БК Boeing:
- расположение двигателей над крылом позволяет экранировать шум вентилятора, значительно уменьшить риск попадания посторонних предметов и устранить вклад скачков от обечайки гондолы в уровень звукового удара;
- прямое V-образное хвостовое оперение облегчает экранирование шума двигателя;
- небольшое переднее горизонтальное оперение (ПГО) в районе носка самолета позволяет избежать засасывания двигателями потенциальных вихрей с передней кромки ПГО;
- малое удлинение носовой части фюзеляжа снижает звуковой удар;
- широкий фюзеляж для размещения 120 пассажиров.
В табл. 3 приведены основные данные БК N+3. В целом параметры БК достаточно близки, а отличие некоторых параметров (удельной нагрузки, тяговооруженности) в первую очередь связано с различием конфигураций и наличием обратной V-образности хвостовой части БК LM.
В табл. 4 представлены для сравнения достигнутые уровни основных целевых показателей БК N+3. Видно, что полученные БК N+3 с учетом применения соответствующих технологий могут удовлетворить или даже превысить почти все цели NASA N+3.
Чтобы сформировать базовую конфигурацию СУ N+3, рассмотрены многие концепции и технологии, в том числе:
- двигателя изменяемого цикла (ДИЦ);
- система терморегулирования;
- снижения шума двигателя (в т.ч. шума струи);
- форсирования тяги;
- малоэмиссионных адаптивных камер сгорания (КС);
- КС постоянного объема;
- управления течением в воздухозаборнике (ВЗ);
- применения перспективных топлив;
- использования керамических материалов в турбине.
При отборе наилучших технологий компании Boeing и LM разными способами оценивали ранг каждой из рассматриваемых технологий СУ. У Boeing суммарный выигрыш технологии складывался из отдельных выигрышей (или ухудшений), которые имела технология в отношении основных двигательных параметров, характеризующих непосредственно двигатель, а также технологии интеграции двигателя, ВЗ и сопла. К таким фундаментальным характеристикам СУ были отнесены: масса СУ, диаметр двигателя (или сопротивление ВЗ или сопла), удельный расход топлива CR, шум, эмиссия и суммарная тяга. Двигательные фирмы оценили основные характеристики двигательных технологий, а фирма Boeing - возможности технологий сопла и воздухозаборника.
Установка ранга для технологий фирмой LM проводилась на основе вычисления общего выигрыша для самолета, вероятности успеха технологии и стоимости разработки (доведения технологии до уровня технологической готовности 6).
Расчетный (виртуальный) двигатель для N+3 вобрал в себя комбинацию самых перспективных технологий, предложенных двигательными фирмами и использовался как концептуальный при исследованиях и оптимизации облика СПС N+3. Этот виртуальный двигатель обеспечивает расчетные уровни характеристик N+3 (2030-2035 гг.) и позволяет приблизиться к долгосрочным целям. Особенности концепции СУ БК Boeing приведены на рис. 6.
Схема ДИЦ (двигателя изменяемого цикла) обладает особенностями переменного цикла и использует перспективную систему теплорегулирования. В состав СУ на базе ДИЦ входит сопло с улучшенными характеристиками и осесимметричным центральным телом с устройствами снижения шума. Сопло имеет регулируемое критическое сечение и сечение среза для обеспечения высоких характеристик в течение всего полета. Перемещаемая обечайка сопла обеспечивает также реверс тяги. Эксперименты и CFD анализ показали, что выходные характеристики сопла практически не ухудшаются при использовании технологий снижения шума сопла. Для минимизации охлаждающего воздуха и массы сопла используются керамические матричные композиты (CMC) и другие перспективные композиционные материалы.
LM провела сравнительную оценку характеристик вариантов конфигураций с СУ на базе ДИЦ GE и традиционного ТРДД GE с учетом ограничений по располагаемому объему для размещения топлива, длине ВПП и взлетной массы 129 т. Использование СУ на базе ДИЦ несмотря на более высокие значения CR, ведет к увеличению дальности на 450 км прежде всего из-за повышенной массы СУ на базе ТРДД и возможности размещения большего количества топлива. При "завязке" конфигурации с ТРДД увеличение веса двигателя частично компенсируется уменьшением массы крыла из-за увеличения удельной нагрузки на крыло G/S, и соответствующего повышения крейсерского аэродинамического качества. Однако дальнейшее увеличение G/S приводит к уменьшению дальности из-за уменьшения располагаемого объема топлива. Использование СУ на базе ТРДД позволяет также уменьшить время выхода самолета на М = 0,9 и М = 1,6 на 1 и 2 мин. соответственно, и сократить потребную длину ВПП приблизительно на 300 м, однако только СУ на базе ДИЦ может обеспечить самолету N+3 выполнение требования по дальности.
Применяемая выхлопная система обладает способностью форсирования температуры смешения с помощью небольшого увеличения количества горячего воздуха. Система форсирования оказывает минимальное влияние на потери в сопле. Из-за низкой температуры форсирования в случае использования перспективных материалов не потребуется дополнительного охлаждения при форсировании. Расчеты фирмой LM ЛТХ самолетов с учетом применения технологии форсирования тяги на участках разгона-набора высоты (РНВ) показали, что использование форсирования уменьшает время полета от взлета до начала крейсерского полета более чем на 50%. Как показано на рис. 7, форсирование тяги позволяет самолету N+3 набрать скорость М = 1,6 за 10,1 мин. после взлета (для сравнения, при использовании максимального бесфорсажного режима при полете по тому же профилю это время составляет 22,6 мин.). При разгоне до М = 0,9 (начала трансзвуковой области скоростей) время РНВ будет 5,8 мин. и 11,2 мин., соответственно.
 |
|---|
 |
С точки зрения эксплуатационных характеристик весомое преимущество использования форсирования тяги заключается в том, что оно позволяет при необходимости поднять высоту трансзвукового разгона выше высот основного воздушного движения коммерческих дозвуковых самолетов. Это показано на рис. 8, где представлено время набора высоты трансзвукового разгона при использовании и без использования форсирования. Зеленая кривая графика показывает, что самолет N+3 при использовании форсирования набирает высоту 12,2 км всего за 22 мин. Если форсирование не используется, самолет может набирать крейсерскую высоту лишь с высоты приблизительно 10 км. В этом случае из-за повышения высоты трансзвукового разгона до 10 км и выше этап РНВ составляет уже существенную долю суммарного времени полета и расхода топлива, что в итоге может привести к ухудшению суммарной дальности полета. Этот нежелательный результат показан на рис. 9 в виде зависимости дальности полета от высоты трансзвукового разгона.
Эти результаты свидетельствуют о том что, если сверхзвуковой полет будет иногда ограничиваться авиадиспетчерской службой из-за большой плотности полетов дозвуковых самолетов, то использование форсирования будет необходимо для выполнения требований по скорости и дальности. Это особенно важно в свете анализа УВД с учетом полетов СПС N+3, выполненного LM TSS, который показал, что наиболее вероятным местом для конфликта между сверхзвуковыми самолетами N+3 и существующим дозвуковым парком может стать как раз участок трансзвукового разгона и сверхзвукового РНВ. Таким образом, СУ на базе ДИЦ может позволить минимизировать этот риск, обеспечив перемещение этих участков на высоты выше существующего дозвукового движения, одновременно позволяя самолету N+3 удовлетворить требованиям по дальности.
Одной из наиболее критических проблем разработки СПС N+3 является удовлетворение требования по достижению уровня индекса эмиссии NOx в крейсерском полете EINOx равным 5 г/кг топлива при использовании однозонной КС типа TAPS (рис. 10). Чтобы достигнуть этой цели необходима более интенсивная разработка технологий N+3, направленных на уменьшение времени пребывания в КС, расхода охлаждающего воздуха, времени розжига и времени смешения воздуха и топлива.
Существенное сокращение времени пребывания в КС выгодно. Для реализации этого требуется значительно сократить длину КС. Однако у короткой КС будет высокая эмиссия CO при пониженных режимах (например на режиме малого газа) из-за неполного сгорания. У короткой КС, возможно, также не будет достаточного объема для обеспечения надежной работоспособности. Для обеспечения работоспособности такой КС требуется разработка дополнительных технологий. Поэтому необходима КС с переменной (адаптивной) геометрией, которая была бы длинной при пониженных режимах работы и короткой в крейсерских условиях. Ведется разработка перспективных технологий охлаждения, которые уменьшат количество необходимого охлаждающего воздуха, подаваемого в смеситель. Для уменьшения охлаждающего воздуха могут применяться новые материалы, например керамика.
В технологии управления течением в ВЗ изменяемая геометрия ВЗ используется для запирания потока на малых скоростях. Технология позволяет уменьшить шум путем отсечения переднего шума вентилятора. Исследование показало возможность 10…20% увеличения взлетной и трансзвуковой тяги, а также 10% улучшение CR на дозвуковых скоростях. Для дальнейшего развития и верификации технологии необходимы дополнительные исследования.
В схеме КС постоянного объема (КСПО) горение происходит при повышении давления, в отличие от горения при постоянном давлении, используемом в современных ГТД. Поступающий из компрессора воздух детонирует в КС и затем под высоким давлением поступает в турбину через сопло. Такая схема позволяет уменьшить число ступеней компрессора (так как часть повышения давления достигается в КС), но это требует специальной конструкции турбины. Для получения оптимальных характеристик двигателя важным становится проектирование переходного канала и определение оптимальной степени расширения сопла КС. КСПО позволяет повысить суммарную степень повышения давления двигателя, используя при этом компрессор с пониженной степенью сжатия. Выигрыш в удельном расходе топлива по траектории полета для КСПО составляет приблизительно 3,2%. Технология КСПО выглядит достаточно многообещающе, прежде всего из-за возможного уменьшения CR на 5% в сравнении с базовой СУ N+3 с ДИЦ. Однако уровень готовности этой технологии еще относительно низок и необходимо дальнейшее ее развитие.
В течение последних 20-25 лет российские предприятия (такие как ОАО "Туполев", НГТС, ЦАГИ, ЦИАМ и др.) ведут обширные работы по исследованию возможностей создания перспективных СПС и СУ для них. Исследования ЦИАМ касались сравнения эффективности применение различных схем СУ (в т.ч. ДИЦ) и оптимального выбора параметров, размерности и управления СУ [3, 4, 5]. Среди ДИЦ были рассмотрены ДИЦ с перепуском, с выносным газогенераторным модулем, с тандемным вентилятором, с широким регулированием сопла и смесителя. В целом, исследования показали, что применение сложных схем ДИЦ на СДС не имеет существенного преимущества перед применением традиционных ТРДД со смешением потоков из-за их повышенной массы и худшего соотношения потребных тяг при взлете, трансзвуковом разгоне и сверхзвуковом крейсерском полете. Рассмотрение возможностей существующих и перспективных отечественных двигателей приемлемой размерности и их модификаций позволило выдать рекомендации по их применению на СДС с учетом требований международного рынка.
В большинстве рассмотренных вариантов на сверхзвуковом крейсерском режиме полета оптимальным режимом работы двигателя является режим более высокий, чем допустимый крейсерский. Это обстоятельство сделало актуальной задачу по повышению тяги двигателей на крейсерском режиме полета. Были получены также интересные результаты по сравнению шума двух- и трехдвигательных самолетов и представлены рекомендации, учитывающие экологические характеристики двигателя.
Нередко работы по СПС проводились совместно с зарубежными фирмами, а последние 5 лет они велись в рамках европейского интегрированного проекта HISAC (HIgh Speed AirCraft), посвященного исследованию технических рисков создания СДС.
В рамках этого проекта исследовались многие критические технологии перспективных СУ СПС, которые развиваются в ЦИАМ, в т.ч. такие как использование сопла типа "миксер-эжектор", двигатель изменяемой геометрии с регулируемым соплом и смесителем, пространственный сверхзвуковой нерегулируемый воздухозаборник, комплексная многокритериальная оптимизация проектных параметров СУ и управления тягой, "малошумное" управление взлетной тягой, снижение эмиссии NOx и влияния на изменение климата за счет оптимального выбора проектных параметров СУ и высоты крейсерского полета и многие другие [6, 7]. Эта работа подтвердила высокую готовность ЦИАМ к участию в международном проекте по разработке перспективного СПС.
Литература
1. J. Morgenstern, N. Norstrud, M. Stelmack, C. Skoch. Final Report for the Advanced Concept Studies for Supersonic Commercial Transports Entering Service in the 2030 to 2035 Period, N+3 Supersonic Program, Lockheed Martin Corporation, Report Number E-17427, August 2010.
2. R. Welge, C. Nelson, J. Bonet. Supersonic Vehicle Systems for the 2020 to 2035 Time-frame, AIAA 2010-4930, 28th AIAA Applied Aerodynamics Conference 28 June - 1 Ju-ly 2010, Chicago, USA.
3. О.Д. Селиванов. Сверхзвуковые пассажирские самолеты, в кн. Научный вклад в создание авиационных двигателей, М.:, Машиностроение, 2001.
4. А.А. Мирзоян. Достижения в области исследований силовой установки сверхзвукового административного самолета. в кн. ЦИАМ 2001-2005. Основные результаты научно-технической деятельности. Том 1. М.: ЦИАМ, 2005.
5. A. Mirzoyan. Studies on MDO of Engine Design Parameters with Mis-sion, Noise and Emission Criteria at SSBJ Engine Conceptual Design, ICAS2008-4.2.3, Anchorage, Alaska, USA, 2008.
6. A. Mirzoyan. Cruise NOx Emission Reduction By Rational Choice Of Supersonic Business Jet Engine Design Variables, ICAS2010-5.8.1, Nice, France, 2010.
7. А.А. Мирзоян, О.Д. Селиванов, П.А. Рябов, А.М. Исянов, А.А. Максимов, Ю.А. Эзрохи, А.М. Старик, В.Н. Титов, С.В. Ляпунов, В.Г. Юдин, Ю.Н. Чернавских, В.Ф. Самохин, Л.А. Мирзоян, Y. Deremaux, V. Grewe. Комплексные исследования в проекте HISAC по многодисциплинарной оптимизации проектных параметров силовой установки и самолета по техническим и экологическим критериям сверхзвукового административного самолета. Труды III Международной научно-технической конференции "Авиадвигатели XXI века", посвященной 80-летию ЦИАМ, Москва, с 30 ноября по 3 декабря. Том. 1. С. 1062-1064, 2010.
Связь с автором: mirzoyan@ciam.ru.
.