Проект МС-21. Новости

Проводилось рабочее проектирование самолета МС-21. Выполнена подготовка исходных данных для проведения рабочего проектирования и разработка электронных моделей конструкции, принципиальных схем систем и оборудования самолета МС21-200. Разработаны, в том числе в формате электронных моделей, конструктивно-компоновочные и принципиальные схемы систем самолета. Подготовлены проекты технических заданий на системы: управления (КСУ), гидравлики, кондиционирования воздуха (СКВ), противопожарной системы (ППС), системы электроснабжения (СЭС), системы управления общесамолетным оборудованием (СУОСО), бортового радиоэлектронного оборудования (БРЭО), гидравлики, шасси, маршевую и вспомогательные СУ, интерьер и бытовое оборудование. Для подготовки и проведения работ разработаны проекты нормативных документов по управлению проектированием и поддержке процесса проектирования, управления конфигурацией и изменениями самолета МС21 (стандарты предприятия, инструкции, методики). Разработан комплект документации по конвертации и прочностным расчетам с использованием программных средств с созданием соответствующих автоматизированных рабочих мест. Проведены прочностной анализ в части конструкции фюзеляжа и расчет исходных данных по нагруженности и аэроупругости для проектирования агрегатов планера. Разработана математическая модель поверхности самолета, обеспечивающая оптимизацию геометрических параметров обводов планера, разработаны электронные модели компоновок и элементов конструкции. В том числе, подготовлены конструктивно-компоновочные решения крыла из ПКМ самолета МС21-200, электронные модели конструкции крыла для проектирования стыка центроплана и фюзеляжа и установки самолетных систем и оборудования в крыле. Разработана математическая модель поверхности самолета, обеспечивающая оптимизацию геометрических параметров обводов планера. Разработана Стандартная спецификация самолета МС21-200 и подготовлен Сертификационный базис. Для проведения экспериментальных работ выполнена разработка конструкторской документации на образцы конструкции планера для проведения прочностных испытаний. Выпущена документация на образцы обшивочной конструкции с применением новой технологии сварки трением для каркасной структуры. Разработаны эскизы конструкции центроплана и оперения из композиционных материалов натурных и конструктивно-подобных образцов для проведения ряда экспериментальных прочностных работ с целью обоснования применения композиционных материалов в структуре центроплана и оперения. Для обеспечения разработки отсека фюзеляжа для испытаний на ресурс и живучесть разработано Техническое задание, а также разработано Техническое задание на проектирование образцов регулярной зоны и продольного стыка клееных панелей цилиндрической части фюзеляжа. Сформирован уточненный перечень образцов для обеспечения прочности фюзеляжа с целью определения объемов и проведения конструкторских работ на следующих экспериментальных этапах.
В интересах создания перспективного двигателя тягой от 9 до 18 тонн для самолета МС-21 и для других самолетов гражданской авиации велась доработка концепции создания семейства двигателей тягой от 9 до 18 тонн по результатам реализованного комплекса мероприятий. В целях разработки газогенератора базового двигателя семейства двигателей тягой 9-18 тонн для конструкторско-технологического обеспечения изготовления ДСЕ экспериментальных узлов проанализированы необходимость создания новых и возможность применения современных отработанных производственных процессов и технологий, средств автоматизации, методов проектирования и математического моделирования для изготовления экспериментальных узлов и газогенератора с учётом сроков выполнения работ и объёма проверки правильности принимаемых основных технических и конструктивно-технологических решений на данном этапе НИОКР. Выбраны оптимальные технологии изготовления ДСЕ экспериментальных узлов газогенератора (КВД, КС, ТВД) и газогенератора-демонстратора, выбраны материалы, оборудование и другие средства технологического оснащения и автоматизации для реализации производственно-технологических процессов, распределены работы по изготовлению ДСЕ на предприятиях-соисполнителях с учётом их технологической оснащённости и освоения новых технологических процессов, необходимых для изготовления экспериментальных узлов. Уточнена возможность применения для испытаний газогенератора и его узлов в качестве стендового и технологического оборудования ДСЕ и узлов двигателя ПС-90. Проведена проверка производства ДСЕ газогенератора и предложены корректирующие действия и мероприятия для обеспечения своевременного изготовления ДСЕ. Изготовлены кожух, проставка, стойка, кок и промежуточный корпус входного устройства, ДСЕ коробки приводов, включая ДСЕ крепления, ДСЕ коробки приводов, включая ДСЕ крепления, ДСЕ стартера пусковой системы, ДСЕ обвязки и ДСЕ установки для испытаний полноразмерной КС. Проведено конструкторско-технологическое обеспечение изготовления ДСЕ экспериментальных узлов газогенератора и газогенератора-демонстратора. Изготовлены ДСЕ экспериментальных узлов и ДСЕ газогенератора-демонстратора (2 этап), в том числе ДСЕ КС: фланцы кожуха внутреннего, кожуха свечи, обтекатель внутренний, дефлекторы, завихрители. Выполнена подготовка стендов для испытания камеры сгорания, газогенератора-демонстратора, изготовлена установка для испытаний полноразмерной камеры сгорания (ПКС-100), выполнены работы по подготовке стенда для испытаний газогенератора-демонстратора, выпущена РКД и проведена доработка оборудования.
В целях реализации перспективных проектов проводились научно-исследовательские работы.
В части исследований по аэродинамике, прочности, системе управления, экологии и ресурсу самолета МС-21 проведены расчетные исследования аэродинамической компоновки самолета МС-21 с крылом 9, проектировавшимся под двигатель Rolls-Royce и мотогондолой двигателей PW1000G. Проведено аэродинамическое проектирование геометрии нового крыла 9М (Sтр=112м2) и разработано крыло 9У увеличенной площади (Sтр=117м2) и увеличенной относительной толщины. Разработана КД на изготовление основных элементов и изготовлена модель утолщенного варианта крыла 9У. Получены результаты расчетных исследований по отработке местной аэродинамики вертикальных законцовок крыла перспективного магистрального самолета МС-21, рассчитанного на крейсерский режим полета М=0.8, определены геометрические параметры законцовки, ее крутка, профилировка и положение относительно крыла. Проведен расчетный анализ полученных законцовок с помощью программы аэродинамического расчета комбинации крыло-фюзеляж-мотогондола-ВЗК. Получена расчетная экспертная оценка выигрышей в аэродинамическом качестве для натурных и трубных условий для обоих вариантов крыльев. Проведены экспериментальные исследования модели МС-21 в АДТ Т-102 с модифицированными предкрылками и закрылками. Определены аэродинамические характеристики модели самолета МС-21 в продольном и боковом каналах на взлетно-посадочных режимах полета, влияние геометрии предкрылков и углов отклонения предкрылков и закрылков на аэродинамические характеристики конфигураций модели самолета МС-21 в продольном и боковом каналах, в том числе при наличии скольжения. Проведены расчетные исследования по оценке эффективности выдвижения элементов взлетно-посадочной механизации крыла самолета МС-21. Определены основные аэродинамические характеристики крыла во взлетно-посадочной конфигурации при их различных значениях. Определены параметры, являющиеся наиболее важными при отклонении элементов механизации, как трехмерной системы со сложными кинематическими связями. На основе результатов испытаний моделей самолётов в аэродинамических трубах Т-102, Т-106 и Т-128 разработаны уточнённые бумажная и электронная версии банка аэродинамических характеристик самолёта МС-21-200. По экспериментальным данным для всех конфигураций самолёта во всём диапазоне режимов полёта определены с учётом влияния упругости конструкции несущие свойства, характеристики продольной устойчивости самолёта, эффективности стабилизатора и руля высоты. Разработаны уточнённые бумажная и электронная версии банка аэродинамических характеристик самолёта МС-21-300 на основе экспериментальных исследований модели самолёта МС-21-200 в аэродинамических трубах Т-102, Т-106 и Т-128.
Выполнены экспериментальные исследования предварительной модели самолетов МС21-200/300. На модели рассмотрены два варианта аэродинамической компоновки крыла большого удлинения: крыло 8 (предварительный вариант крыла самолета МС-21) и крыло 9 (1 предисполнительный вариант крыла самолета МС-21). На модели с крылом 9 испытаны 3 варианта мотогондол: тематические мотогондолы М10.53 , мотогондолы RR и мотогондолы двигателей PW, выбранные на данном этапе в качестве силовой установки самолета МС-21-200. Исследовано влияние вертикальных законцовок крыла. Получена картина обтекания крыла при числе М=0,8. Выполнены экспериментальные исследования предварительной модели самолетов МС21-200/300 (модель М1Ф2/Ф3) в АДТ Т-128 с утолщенным вариантом крыла (крыло 9У). Получены предварительные результаты расчёта составляющих вредного сопротивления самолёта самолета МС-21-200 на крейсерском режиме полёта. Сформулированы рекомендации по его уменьшению. Разработано ТЗ на модель самолёта МС–21 для испытаний в АДТ Т–104. Проведены расчётные исследования влияния имитаторов льда на аэродинамические характеристики самолёта. Рассмотрены варианты наличия имитаторов на 1-ой и 2-ой секциях предкрылка. Выполнен 1 этап экспериментальных исследований модели МС-21 (М1Ф2/Ф3) с механизированным крылом 9. Определены нагрузки и шарнирные моменты на секции воздушного тормоза. Разработаны техническое задание и конструкторская документация на модификацию крупномасштабной полумодели ПМ128RRJ-95, предназначенной для определения спектров аэродинамических нагрузок на поверхностях элементов крыла и горизонтального оперения и определения жесткостей, форм, частот и амплитуд колебаний крыла аэродинамической («жесткой») модели, и упруго-динамически подобных горизонтальных оперений. Спроектирована и изготовлена исполнительная модель изолированного воздухозаборника маршевой силовой установки для проведения экспериментальных исследований на взлётно-посадочных и крейсерских режимах. Построена математическая модель силовой установки в компоновке с планером самолета МС-21 для проведения численных исследований аэродинамики маршевой силовой установки в компоновке с планером. Спроектирована и изготовлена модель воздухозаборника вспомогательной силовой установки для проведения экспериментальных исследований в АДТ. Спроектирована и изготовлена исполнительная модель воздухозаборника маршевой силовой установки для экспериментальных исследований по отработке средств защиты двигателя от попадания посторонних предметов с ВПП. Разработаны рекомендации по алгоритмам системы измерения высотно-скоростных параметров полета самолета МС-21. Проведены экспериментальные исследования по визуализации течений на модели МС-21 в АДТ Т-103 с целью с целью определения условий отрыва потока и определения характеристик обтекания в продольном и боковом каналах на крейсерском и взлетно-посадочных режимах полета.
Выполнен сравнительный анализ с весовыми испытаниями, подтверждающий достоверность полученных результатов. Проведены параметрические расчетные исследования по оптимизации основных геометрических параметров крыла самолета МС-21-400. Выбраны рациональные значения площади крыла и основных параметров самолета. Разработана предварительная аэродинамическая компоновка крыла при сохранении формы крыла в плане, такой же, как у самолетов МС-21-200/300. Сформирован банк аэродинамических характеристик нулевого уровня самолета МС-21-400. Проведены расчетные исследования по оценке границы начала бафтинга с учетом влияния реальной упругости крыла самолета МС-21 в условиях натурного полета.
С целью отработки технических решений, обеспечивающих реализацию установки для исследования нестационарных аэродинамических характеристик самолета МС-21, разработаны и созданы макеты основных элементов этой экспериментальной установки. Разработана КД на пятикомпонентный измерительный преобразователь (тензовесы) 01-5ИП-106» для исследования нестационарных аэродинамических характеристик в АДТ больших скоростей Т-128. Проведены расчётные исследования эффективности элеронов и интерцепторов, как органов аварийного путевого управления при заклинении руля направления самолета семейства МС-21. Сформулированы требования к путевому управлению. На основании уточнённых исходных данных проведена оценка самолёта как объекта управления в продольном и боковом каналах, получены основные характеристики устойчивости и управляемости самолёта без СДУ. По результатам расчетных исследований уточнены настройки СДУ на основных режимах полета и конфигурациях самолета МС-21. Скорректированы настройки основных параметров СДУ и получены результаты моделирования динамики самолёта с выбранными настройками. Предложен модифицированный алгоритм увеличения тяги, уменьшающий вероятность ложного форсирования тяги. Проведена стендовая отработка алгоритмов основного контура СДУ с участием лётчиков-испытателей и коррекция основных параметров СДУ, полученных расчётным способом с учётом новой версии банка исходных данных самолёта. Получена оценка по основным характеристикам устойчивости и управляемости самолёта с СДУ. В результате стендовой работы получены настройки СДУ, обеспечивающие удовлетворительные характеристики управляемости самолёта МС-21. На основании уточнённого банка аэродинамических характеристик самолёта МС-21 проведены расчётные исследования по выбору настроек параметров резервного контура СДУ, удовлетворяющих техническим требованиям к характеристикам устойчивости и управляемости самолёта с резервной системой управления. Даны рекомендации по структуре алгоритмов резервного контура управления и приведены результаты расчетных исследований по выбору настроек его параметров. В исследованиях на пилотажном стенде ПСПК-102 ЦАГИ с участием лётчика-испытателя дана оценка характеристик устойчивости и управляемости самолёта с резервной системой управления с выбранными расчётным путём параметрами системы и проведена коррекция основных параметров системы, влияющих на характеристики управляемости.
С использованием уточненного банка аэродинамических характеристик, высотно-скоростных характеристик нового перспективного двигателя и характеристик амортизации шасси разработана математическая модель и программа расчета движения по ВПП проектируемого самолёта МС-21-200. Путем расчета балансировочных зависимостей и математического моделирования проведены: расчетная оценка характерных скоростей взлета и посадки и оценка характеристик устойчивости и управляемости самолета при движении по ВПП, включая отказ двигателя. Для проведения исследований вопросов динамики, устойчивости и управляемости и отработки системы управления самолета МС-21 на пилотажном стенде ПСПК-102 установлены и задействованы два комплекта боковых ручек управления (БРУ) с системой электромеханической загрузки.
Выполнена настройка характеристик загрузки БРУ и оценка возможности их изменения в широких диапазонах. Получены первые оценки летчиков по управляемости самолета с активными БРУ. По уточнённому банку аэродинамических характеристик самолёта МС-21 проведены исследования характеристик устойчивости и управляемости самолёта как объекта управления в продольном канале на типовых режимах полёта. Разработаны альтернативные алгоритмы системы дистанционного управления СДУ в продольном канале, обеспечивающие заданные пилотажные свойства. Разработана динамическая модель упругого самолета с крылом из композиционных материалов и скорректированных жесткостных характеристик пилонов. Уточнены алгоритмы управления активной системы управления, обеспечивающие снижение экстремальных маневренных и ветровых нагрузок на крыло. Проведена оценка влияния данной системы на экстремальные турбулентные перегрузки в центр тяжести двигателя. Проведены расчетные исследования эффективности ограничителя пиковых нагрузок на горизонтальное оперение (ГО) самолета МС-21-300, возникающих при резких выходах самолета на максимальные положительные и отрицательные перегрузки и уточнены параметры алгоритмов системы продольного управления.
Проведены расчетно-экспериментальные исследования влияния ударных повреждений, которые можно реально ожидать при производстве и в эксплуатации, на характеристики прочности элементов конструкции из композиционных материалов, определяющие уровень допускаемой остаточной прочности конструкции. Проведены испытания фрагментов стенки нервюры крыла без выреза и с вырезом на сдвиг.
Предложен предварительный проект регламента технического обслуживания основных силовых элементов конструкции самолёта по условиям усталостной прочности и живучести. Разработаны: методика выборочного контроля конструкции по условиям усталостной прочности и живучести и методика получения оперативного вероятностного критерия оценки коррозионного состояния опасных по условиям коррозии мест ВС, рекомендации по неразрушающему контролю элементов конструкции планера из композиционных материалов. Определены технические требования по ресурсу конструкции и процедуры их выполнения для конструкций металлических фюзеляжей. Спроектирована и изготовлена новая уточненная многофункциональная динамически-подобная модель (ДПМ) консоли крыла самолета МС-21 для сопровождения процесса разработки натурной конструкции и оперативной оценки ее аэроупругих характеристик экспериментальными исследованиями в АДТ, проведены лабораторные стендовые испытания ДПМ консоли крыла и разработаны рекомендации для уточнения конструкции ДПМ консоли крыла самолета МС 21 и ее расчетной схемы. Усовершенствован метод видеограмметрии с маркерными точками, который опробован в ходе планового эксперимента для бесконтактных измерений геометрических параметров деформации упругоподобных моделей с использованием цифровой ПЗС-камеры с USB-портом и ноутбука. Предложена схема экспресс-калибровки, модернизирована процедура обработки изображений и представления результатов. Метод видеограмметрии с маркерными точками и методика обработки изображений апробированы при исследованиях упругоподобной модели крыла самолета МС-21 в потоке дозвуковой аэродинамической трубы Т-103.
Выполнен анализ результатов испытаний на многократные сбросы, разработана методика копровых испытаний на многократные сбросы колесного шасси. Выполнен расчет и обоснование эквивалента повреждаемости в процессе посадочного удара. Проведена процедура расчета объёмов многократности копровых сбросов с использованием статистических данных по повторяемости значений вертикальных скоростей приземления.
В рамках исследований по обеспечению требуемого уровня акустических характеристик перспективных самолетов семейства МС-21 выполнена расчетная оценка акустической эффективности системы шумоглушения для силовой установки самолета МС-21, в которой применяются сотовые 2-х и 3-х слойные резонансные ЗПК из композитных материалов образца 2009 года. Данные ЗПК представляют собой очередной этап в разработке окончательного варианта ЗПК для воздухозаборника и канала наружного контура двигателя ПД-14, который должен появиться в 2011 году. В 2010 году рассматриваемые ЗПК прошли испытания на установке «Канал с потоком», по результатам которых рассчитаны матрицы снижения третьоктавных уровней звукового давления в дальнем поле со стороны всасывания и выхлопа перспективного двигателя ПД-14, служащие основой для оценки акустической эффективности системы шумоглушения.
Рассмотрено 9 вариантов системы шумоглушения вентилятора двигателя и 9 вариантов комплексных систем шумоглушения одновременно вентилятора и реактивной струи двигателя ПД-14.
Установлено, что при отсутствии системы шумоглушения в силовой установке уровни шума самолета МС-21-200 превышают требования норм Главы 4 стандарта ИКАО в сумме по трем контрольным точкам на местности на 2,4 EPN дБ, а самолета МС-21-300 – на 11,5 EPN дБ. Наибольшей акустической эффективностью обладает комплексная система шумоглушения ШГУ-19, основанная на применении в канале на-ружного контура двигателя двухслойных сотовых ЗПК типа b9 с высотой сот h=20/10 мм и с сеткой 450 вместо перфорированного внешнего листа, в воздухозаборнике – двухслойных сотовых ЗПК с высотой сот h=23/7 мм и степенью перфорации внешней стенки F=8/5 %, на срезе реактивного сопла – шумоглушащего устройства с эффективностью 4 дБ в области максимума спектра излучения. Расчетная суммарная по трем контрольным точкам на местности акустическая эффективность системы шумоглушения ШГУ-19 для самолета МС-21-200 составляет 19,4 EPN дБ, а для самолета МС-21-300 – 21,3 EPNдБ. Система шумоглушения ШГУ-19 (ШГУ-9 + ШГС4) обеспечивает са-молету МС-21-200 соответствие требованиям норм Главы 3 стандарта ИКАО с запасом до – 27 EPN дБ в сумме по трем контрольным точкам на местности (запасы относительно норм Главы 4 составляют – 17 EPN дБ). Для самолета МС-21-300 система шумоглушения ШГУ-19 обеспечивает соответствие требованиям норм Главы 3 стандарта ИКАО с запасом до – 19,8 EPN дБ в сумме по трем контрольным точкам на местности (запасы относительно норм Главы 4 составляют – 9,8 EPN дБ). Для достижения требуемого запаса (15 EPNдБ) относительно норм Главы 4 стандарта ИКАО акустическая эффективность системы шумоглушения должна составлять не менее 26,5 EPNдБ в сумме по трем контрольным точкам на ме-стности (или в среднем около 9 EPNдБ – в каждой из трех контрольных то-чек). То есть в рамках рассматриваемой постановки задачи цель для самолета МС-21-300 – запас не менее 15 EPNдБ относительно норм Главы 4 – достигается, если увеличить эффективность системы шумоглушения ШГУ-19 на 5,2 EPNдБ в сумме по трем расчетным точкам (или в среднем на 2 EPNдБ – в каждой из трех контрольных точек). Повышение эффективности системы шумоглушения на каждом из трех взлетно-посадочных режимов работы двигателя возможно как за счет повышения поглощающей способности ЗПК, так и благодаря увеличению площади облицованной поверхности каналов двигателя. Выполнена расчетная оценка параметров изоконтуров шума на местности с уровнем на границе 70 дБА, 75 дБА и 80 дБА для самолета семейства МС-21, уровни шума которого соответствуют требованиям норм Главы 4 стандарта ИКАО с запасом 15 EPNдБ в сумме по трем контрольным точкам на местности. Расчетные значения площади территории, охватываемой суммарными изоконтурами шума на режимах взлета и захода на посадку, составляют, соответственно, 6,15 км2, 3,13 м2 и 1,69 км2.
Выполнен анализ основных результатов, касающихся механизмов генерации шума предкрылком и полученных в рамках современных зарубежных исследовательских программ. Показано, что на режиме посадки шум, генерируемым предкрылком, является одним из основных источников шума обтекания планера. Рассмотрены известные к настоящему времени концепции снижения шума предкрылка, опробованные для реализации на перспективных европейских гражданских самолетах. Проанализированы возможности измерительного стенда АС-1 ЦАГИ с точки зрения размера создаваемого в заглушенной камере потока и его скорости. Сделан вывод о возможности использования заглушенной камеры АК-2 при исследовании шума обтекания малоразмерных элементов крыла самолета МС-21. Максимальный размах элемента крыла не должен превышать 0.3 м, оставаясь внутри начального участка струи с диаметром 40 см. Такие условия обтекания обеспечат ламинарное обтекание крыла равномерным потоком, соблюдая одновременно условия заглушенной камеры.
Для того, чтобы избежать возможность перетекания газа между верхней и нижней поверхностями, предложены боковые шайбы, которые конструктивно должны фиксировать элементы механизации крыла в выпущенном состоянии. Проведены оценки положения фокуса крыла с целью размещения державок модели для проведения испытаний на скорости до 70 м/с без наступления флаттера.
На основе проведенных исследований сформулировано техническое задание на изготовление модели крыла, в конструкторском программном пакете CAD UniGraphics NX2 разработана трехмерная модель участка крыла с элементами механизации и изготовлена модель участка крыла в сборе, отвечающая поставленным требованиям к проведению акустических измерений. Исходя из имеющегося мирового опыта снижения шума предкрылка предложена новая концепция шумоглушения перспективного крыла МС-21. Эта концепция основана на модифицированной геометрии предкрылка с целью нарушения когерентности основного источника, располагаемого в области между крылом и предкрылком. Подавление когерентности будет приводить к снижению этой компоненты шума на 3-5 дБ. Для проверки работоспособности данной концепции создан макет модифицированного предкрылка с гофрированной нижней кромкой, разработана и изготовлена дополнительная модель модифицированного предкрылка, устанавливаемого в те же посадочные места на боковых шайбах.
Показана перспективность применения комбинированной схемы фюзеляжной бортовой теплоизолирующей конструкции, состоящей из полосок вибропоглощающего материала и из листового теплозвукоизолирующего материала, расположенного на верхней площадке стрингеров. В частности, наличие воздушного промежутка между обшивкой и теплоизоляцией дает возможность просушки слоистой теплозвукоизолирующей конструкции теплым воздухом, подаваемым в него на этапе подготовки самолета к полету, что, в свою очередь, обеспечивает независимость в каждом полете эффективности теплозвукоизолирующего материала от сроков эксплуатации и от температуры за бортом самолета. Определен облик бортовой конструкции с новыми теплозвукоизолирующими и вибропоглощающими материалами, обеспечивающими высокий уровень акустического комфорта (выполнение требований ПС-70 (75 дБА)). Приведены экспериментальные оценки звукоизолирующего эффекта разных видов матов с импортным материалом «Микролайт» и отечествен-ным материалом АТМ-1МК, имеющих одинаковые технические и геометрические характеристики. При этом оценка звукоизолирующего эффекта проводилась, как при отсутствии вибропоглощающего покрытия, так и при его размещении на обшивке фюзеляжной панели. Показано, что маты с материалом «Микролайт» в области частот выше 1000 Гц имеют несколько более высокие звукоизолирующие характеристики, чем маты с материалом АТМ-1МК. В основном это обусловлено более качественной упаковкой стекловаты в маты за счет применения специального оборудования. Оценка звукоизолирующего эффекта разных видов матов при наличии и отсутствии вибропоглощающего покрытия позволила разделить эффекты затухания звуковой энергии в самом материале и эффекты за счет внесения дополнительной диссипации в элементы фюзеляжной конструкции (обшивка, стрингеры, шпангоуты). Также показана роль силовых элементов в передаче звуковой энергии через конструкцию.
На основе проведенных исследований выданы предварительные рекомендации по схеме бортовой конструкции и по применению в ней вибропоглощающих и теплозвукоизолирующих материалов.
Выполнено численное исследование трехмерного нестационарного неизотермического турбулентного течения воздуха внутри кабины экипажа самолета МС-21 при его вентиляции с целью определения основных параметров движения воздуха и их оптимизации на этапе технического решения проекта. Для решения задачи были использованы современные многоблочные вычислительные технологии (МВТ) конечноразностного решения уравнений Навье-Стокса, осредненных по Рейнольдсу (URANS– Unsteady-Reynolds-Averaged-Navier-Stokes), замкнутых с помощью дифференциальной двухпараметрической k–ω модели турбулентности в модификации Ментера. Для точного описания сложной геометрии кабины пилотов самолета использовались параллельные вычислительные кластерные системы. Применение МВТ, которая базируется на методе контрольного объ-ема, обладающего свойствами консервативности построения разностных схем, позволило адекватно описать суть физических процессов при течении воздуха в замкнутых пространствах летательных аппаратов. Для конечноразностной аппроксимации конвективных потоков через грани контрольного объема использовался ряд современных противопоточных схем второго и более высокого порядка точности.
Для оценки тепловых потоков при заданной схеме вентиляции в кабине пилотов было численно смоделировано нестационарное неизотемическое пространственное течение воздуха при величине числа Рейнольдса Re=1,37 105, рассчитанного по высоте кабины и скорости истечения воздуха из щелевидных сопел. Для оценки полных тепловых потоков внутри каины пилотов были учтены тепловые потоки, которые возникают в процессе жизнедеятельности экипажа. С этой целью в кресла пилотов были помещены манекены членов экипажа, на которых в качестве граничных условий задавался тепловой поток.
В результате численного моделирования получена полная трехмерная картина течения воздуха при аэротермовентиляции кабины пилотов самолета МС-21 на этапе технического решения проекта. Рассчитаны траектории движения потоков воздуха внутри кабины, поля скоростей, давления, температуры и характеристик турбулентности, Проанализированы поля скорости и температуры в различных сечениях кабины пилотов. На основе анализа численных данных выданы рекомендации по оптимизации параметров системы аэротермовентиляции кабины экипажа самолета МС-21.