авторефераты диссертаций БЕСПЛАТНАЯ БИБЛИОТЕКА РОССИИ

КОНФЕРЕНЦИИ, КНИГИ, ПОСОБИЯ, НАУЧНЫЕ ИЗДАНИЯ

<< ГЛАВНАЯ
АГРОИНЖЕНЕРИЯ
АСТРОНОМИЯ
БЕЗОПАСНОСТЬ
БИОЛОГИЯ
ЗЕМЛЯ
ИНФОРМАТИКА
ИСКУССТВОВЕДЕНИЕ
ИСТОРИЯ
КУЛЬТУРОЛОГИЯ
МАШИНОСТРОЕНИЕ
МЕДИЦИНА
МЕТАЛЛУРГИЯ
МЕХАНИКА
ПЕДАГОГИКА
ПОЛИТИКА
ПРИБОРОСТРОЕНИЕ
ПРОДОВОЛЬСТВИЕ
ПСИХОЛОГИЯ
РАДИОТЕХНИКА
СЕЛЬСКОЕ ХОЗЯЙСТВО
СОЦИОЛОГИЯ
СТРОИТЕЛЬСТВО
ТЕХНИЧЕСКИЕ НАУКИ
ТРАНСПОРТ
ФАРМАЦЕВТИКА
ФИЗИКА
ФИЗИОЛОГИЯ
ФИЛОЛОГИЯ
ФИЛОСОФИЯ
ХИМИЯ
ЭКОНОМИКА
ЭЛЕКТРОТЕХНИКА
ЭНЕРГЕТИКА
ЮРИСПРУДЕНЦИЯ
ЯЗЫКОЗНАНИЕ
РАЗНОЕ
КОНТАКТЫ


Pages:     | 1 |   ...   | 2 | 3 || 5 | 6 |   ...   | 7 |

«ГОСУДАРСТВЕННЫЙ НАУЧНО-ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИЙ ИНСТИТУТ ГРАЖДАНСКОЙ АВИАЦИИ СБОРНИК НАУЧНЫХ ТРУДОВ ГосНИИ ГА № 311 ...»

-- [ Страница 4 ] --

Ермолаева Ольга Леонидовна, окончила МИИГА (1977), старший научный сотрудник отдела метрологии ГосНИИ ГА, автор более 20 научных работ, область научных интересов – исследование прикладных задач в области обеспечения единства измерений технологических процессов ТОиР АТ.

Боков Алексей Евгеньевич, 1959 г.р., окончил МАМИ (1986), старший инженер отдела метро логии ГосНИИ ГА, область научных интересов – метрологическое обеспечение испытательного обо рудования, аттестация программного обеспечения средств измерений и информационно измерительных систем.

Матюхин Константин Ефимович, 1937 г.р., окончил ВВИА им. проф. Н.Е. Жуковского (1965), инженер отдела метрологии ГосНИИ ГА, область научных интересов – метрологическое обеспечение диагностирования авиационных ГТД по продуктам изнашивания в маслах.

СБОРНИК НАУЧНЫХ ТРУДОВ ГосНИИ ГА № УДК 629.7.017. ОБРАБОТКА И АНАЛИЗ ДАННЫХ УСЛОВИЙ ЭКСПЛУАТАЦИОННОЙ НАГРУЖЕННОСТИ САМОЛЁТОВ Ту– С.В. БУТУШИН, А.В. СЕМИН Статья представлена доктором технических наук, профессором Шапкиным В.С.

В статье представлены результаты вычислений интегральной повторяемости перегрузки в центре тяжести самолетов Ту–154, выполненные на основе данных обработки записей МСРП (за период 2001–2009 гг.) канала "перегрузки".

Ключевые слова: самолет, эксплуатационная нагруженность, перегрузка, случайная величина Перегрузка в центре тяжести самолёта является случайной функцией времени, и ее из менение в каждом полете определяется реализацией случайного процесса. Из теории слу чайных процессов известно, что они могут быть стационарными и нестационарными.

На практике при измерении и вычислении характеристик случайных процессов исходят из того, что никакая вероятностная характеристика случайного процесса не может быть определена единичной выборкой, последняя дает лишь реализацию случайной величины – значения случайного процесса в момент выборки. Измерение вероятностной характеристики даже по одной реализации проводится на интервале, во много раз большем интервала кор реляции процесса. Если при этом в распоряжении исследователя имеется ансамбль реали заций, то следует позаботиться о выборе "представительной" реализации. В основе этого лежат предположения о допустимости эргодической гипотезы, согласно которой характер изменения корреляционной функции с ростом ее аргумента не изменяется, и о нор мальном распределении вероятностей исследуемого процесса.

Измерение вероятностной характеристики случайного процесса требует предваритель ного отнесения анализируемого процесса к некоторому классу, а также получения пред ставления о виде определяемой характеристики, для чего необходимы соответствующие априорные данные, на основе которых строится модель исследуемого случайного процесса.

Она может быть математической, представляющей собой строгое (формальное) аналитиче ское идеализированное определение процесса, или упрощенной физической. Несоответст вие реального случайного процесса приписываемой ему модел и служит источником по грешности измерений, относящейся к группе субъективных погрешностей и называемой погрешностью классификации.

Измерение любой вероятностной характеристики связано с операцией усреднения, а это означает, что подобные измерения могут быть достоверными лишь при достаточно большом объеме статистического материала. Заметим, что измерения параметров детер минированных сигналов также базируются на определенной априорной информации, например, информация о роде электрического напряжения (постоянное, гармоническое, импульсное…).

С учётом вышесказанного, сформулирована модель процесса перегрузки следующим образом. Перегрузка – это случайный стационарный, достаточно узкополосный процесс с нормальным распределением мгновенных значений в пределах одной зоны турбулентности.

В процессе полёта может встретиться несколько турбулентных зон различной интенсив ности, т.е. в пределах одного полёта процесс является нестационарным по дисперсии. Если предположить, что за время срока службы самолёт выполняет свыше 10000 полётов и за один полёт самолёт встречает в среднем не более одной зоны турбулентности, то и в этом случае число реализаций с нормальным распределением мгновенных значений достаточно С.В. Бутушин, А.В. Семин велико. Известно, что сумма даже двух нормальных случайных процессов даёт также нор мальный случайный процесс. Исходя из этого, следует предположение о нормальном рас пределении мгновенных значений перегрузки по совокупности всех полётов.

Основной задачей обработки записей "канала перегрузки" является получение зависимо сти интегральной повторяемости перегрузки в центре тяжести самолета, а также оценка ре зультатов. Из теории выбросов случайных процессов известно, что число выбросов за задан ный уровень x i описывается экспоненциальной зависимостью вида N i = N 0 e bxi, (1) где N 0 – число выбросов за нулевой уровень;

b – коэффициент.

Кривая интегральной повторяемости строится в полулогарифмическом масштабе.

Поэтому уравнение (1) принимает следующий вид yi = a + b x i (2), где yi = ln(Ni ), a = ln(N0 ).

Коэффициенты а и b определяются на основе корреляционного и регрессионного анали за, например, изложенного в работе [1]. Корреляционный анализ позволяет установить сте пень взаимосвязи двух случайных величин, вычислив коэффициент корреляции по выбо рочным значениям y i и x i, следующим образом K x i yi K x y. (3) ryx = 0,. K 2 K x i K (x ) y i K (y ) 1 1 Выборочный коэффициент корреляции ryx лежит в пределах между –1 и +1. Гранич ные значения достигаются только в том случае, когда наблюдения обнаруживают идеаль ную линейную зависимость. Если же зависимость отлична от линейной и (или) наблюдает ся разброс измеренных значений, то независимо от того, обусловлено ли это обстоятельст во ошибками измерений или нелинейным характером связи исследуемых величин, коэф фициент ryx уменьшается, стремясь к 0. Для оценки точности полученной оценки ryx целе сообразно ввести в рассмотрение следующую функцию 1 1 + ryx = ln. (4) 2 1 + ryx Случайная величина приближенно подчиняется гауссовскому распределению со средним значением 1 1 + ryx = ln (5) 2 1 + ryx и дисперсией =. (6) K Ввиду выборочной изменчивости оценок коэффициента корреляции необходимо убе диться в том, что отличное от нуля значение оценки действительно отражает наличие стати стически значимой корреляционной зависимости между исследуемыми величинами. Это можно осуществить путем проверки гипотезы ryx = 0. Если гипотеза отвергается, то корреляционную зависимость признают статистически значимой. Согласно соотношениям (5) и (6), выбороч ное распределение величины при ryx = 0 является Гауссовским с нулевым средним и дис Обработка и анализ данных условий эксплуатационной нагруженности … персией = (K 3)1. Следовательно, область принятия гипотезы о равенстве коэффи циента корреляции нулю определяется неравенством K 3 1 + ryx z z, ln (7) 1 ryx 2 2 где z – величина, подчиняющаяся нормированному Гауссовскому распределению. Если рас сматриваемая величина лежит вне приведенного интервала, то это означает наличие корреля ционной зависимости при уровне значимости.

Регрессионный анализ позволяет оценить вид функциональной связи случайных величин и определить значения коэффициентов выбранной функциональной зависимости, в нашем случае линейной, уравнение (2). Использование метода наименьших квадратов позволяет определить значения коэффициентов этого уравнения.

K x yi K x i yi i a = y bx, b= i =. (8) K x K (x i ) 2 i i = Эти оценки можно теперь использовать с тем, чтобы записать формулу для прогноза величины y при заданном значении x yi = a + b x i = y + b (x i x ).

€ (9) Прямая линия, описываемая уравнением (3), называется линией регрессии y по x.

Если величина y, при заданном значении x, подчиняется нормальному распределе нию, то, как показано в работе [1], величины а и b представляют собой соответственно не смещенные оценки коэффициентов A и В. Выборочные распределения этих оценок связаны с t–распределением Стьюдента следующим образом bB aA = S y|x t k 2, = S y| x t k 2 (10) K (x) 1 + (x i x ) K K (x i x ) i = i = В формулах (10) S y|x обозначает стандартное выборочное отклонение измеренных зна чений y i от прогноза y i = a + b x i.

€ 1/ K (y i y i ) € S y|x = i =1. (11) K Приведенные выше соотношения позволяют найти доверительные интервалы для коэф фициентов А и В и величины y на основании оценок а, b и y.

€ В результате обработки записей (за период 2001–2009 гг.) канала "перегрузки" много функциональной системы регистрации параметров полета (МСРП) для 417256 полётов само летов Ту–154 (Ту154Б – 106 самолётов и Ту154М – 184 самолёта) получены значения инте гральной повторяемости перегрузки в центре тяжести самолета (табл. 1). В ней в столбце приведены средние значения числа превышения перегрузки заданного уровня за полёт, по лученные в результате обработки указанного объёма записей информации по всему парку.

С.В. Бутушин, А.В. Семин Там же представлены расчетные значения по уравнениям аппроксимации для "типового по лёта", данных МСРП с коррекцией по max.max и min.min, а также верхней и нижней границ доверительного интервала в столбцах 3, 4, 5, 6 и 7 соответственно.

Таблица Результаты вычислений функции интегральной повторяемости (средние значения) Значения функции с Границы Значения функции Значения Пороговые коррекцией данных доверительного аппроксимации функции уровни МСРП МСРП по max.max интервала данных МСРП "типового и min.min n i полёта" Верх. Нижн.

1 2 3 4 5 6 0,1 30,258 31,5343 35,4021 30,627 41,800 23, 0,2 4,2118 3,9960 4,55749 3,6649 5,2970 3, 0,3 0,5159 0,5064 0,58671 0,4484 0,6712 0, 0,4 0,0623 0,0642 0,07553 0,0564 0,0851 0, Уравнение интегральной повторяемости перегрузки имеет вид 20.6577 n i N i =248,85е. (12) Коэффициент детерминированности данной зависимости равен R = 0,9997.

Оценим минимально допустимое значение верхней границы для n, представляющей интерес при исследовании повторных нагрузок. Рассмотрим соотношение Q N0 К д ln пол = N min КВ n y min.дn, (13) |b| где Q пол – предполагаемое число полётов за срок службы ВС;

N min.КВ – левая граница числа циклов кривой Веллера материала конструкции планера;

N 0 и b – постоянный коэффициент и показатель степени уравнения интегральной повторяемости перегрузки соответственно;

K д – коэффициент динамичности.

Выполним вычисления по формуле (13), положив Q пол = 100000, N min.КВ = 5000, Кд = 5, N 0 = 275 и b = –20,5 (параметры уравнения интегральной повторяемости для "типового поле та"), получим 100000 ln n y = = 0,49863 0,50. (14) |20,5| min дn Это означает, что согласно принятой классификации интенсивности турбулентной атмо сферы (табл. 2), интересующие нас значения n находятся в области слабой и умеренной болтанки.

Обработка и анализ данных условий эксплуатационной нагруженности … Таблица Классификация интенсивности турбулентности атмосферы Модуль приращения Характеристика интенсивности турбулентности атмосферы перегрузки в ц.т.

Слабая | n |= 0, Умеренная | n |= 0, Сильная | n |= 1, Штормовая | n | 1, n ymin дn в уравнение интегральной повторяемости Подставляя полученное значение для типового полёта, получим = 275 e(20,50,50) = 0,, (15) N n 0, y т.е. только 0,0097 значений n лежит вне области слабой и умеренной болтанки. Выполнив аналогичное вычисления по уравнению (12) получаем значение 0,0081.

Следовательно, весь спектр повторных нагрузок, вызывающий усталостные поврежде ния конструкции, лежит в пределах зон слабой и умеренной интенсивности турбулентности атмосферы. На рис. 1 соответствующим цветом изображены графики дифференциальной повторяемости максимумов ny (+) и минимумов n y(-), достигнутых в каждом из 417256 полё тов.

Графики диференциальной повторяемоси n y(+) и n y(-).

0, Относительное число попаданий в 0, заданны й интервал 0, 0, 0, 0, ny 0, n (y ) n (y+ ) 0, 0,15-0, 0,25-0, 0,35-0, 0,45-0, 0,55-0, 0,65-0, 0,75-0, 0,85-0, 0,95-1, 1,05-1, 1,15-1, 1,25-1, 1,35-1, 1,45-1, 1,55-1, 1,65-1, 1,75-1, 1,85-1, 1,95-2, Рис. 1. Графики дифференциальной повторяемости максимумов ny(+) и минимумов ny (-) С.В. Бутушин, А.В. Семин Таким образом, диапазон изменения перегрузок в ц.т. с высокой степени достоверности можно определить как n y = 0g – 2.0g. Это необходимо учитывать при выборе динамического диапазона первичных преобразователей информации (датчиков).

Величина начального порога n yO и ширина коридора n y расшифровки определяются из выражения вида X X, (16) max min max n n y0 y где X max и X min – значения верхней и нижней границ используемого измерительного при бора (датчика) соответственно;

max – относительная погрешность, приведённая к диапазону измерительного прибора, в %.

Используемый в системе МСРП датчик МП-95 имеет следующие значения указанных параметров: X max = 5g, X min = -2g и max = 2%. Подставляя эти значения в (16), получим n yO n y 0,14g, что явно противоречит принятым в РС-90 величинам n yO = n y = 0,1g.

Если значение начального порога расшифровки ещё можно исправить, положив n yO = 0,2g, то исправление n y возможно только путём замены МП-95 с другими значениями X max и X min или изменением параметров программы первичной обработки системы РС-90. Однако ввиду того, что время массовой эксплуатации самолётов Ту-154 заканчивается, проведение такого вида работ вряд ли целесообразно. Кроме того, положив распределение погрешности по нормальному закону, а значит и 3 = 0,14, можно говорить о том, что условие (16) всё же выполняется, но с вероятностью 96%.

Возникшая проблема объясняется тем, что разработчики системы РС-90, несмотря на проведение серьёзных исследований, предшествующих её внедрению [2], использовали ме тодику обработки канала перегрузки, которая многие годы применялась в ГосНИИ ГА при проведении ЛПИ, но не учли того, что датчики МП-95 имели значения: X max = 3g, X min = 1g. Поэтому с тем же значением max = 2% условие (16) легко выполнялось.

При n yO = 0,2g уравнение интегральной повторяемости приращения перегрузки примет вид 21,0712n i N = 285,6465 e. (17) i Из сравнения выражений (17) и (12) видно, что постоянный коэффициент N 0 и абсо лютное значение показателя степени b в уравнении (17) на 14,76% и 2% больше соответст вующих величин уравнения (12).

С этой же точки зрения рассмотрим систему обработки данных К3-63, имеющую сле дующие параметры: X max = 4g, X min = -1g и max = 1,5%.

Подставив указанные значения в формулу (16), получим n yO n y 0,075g. Таким образом, принятый начальный порог n yO = 0,25g и ширина коридора обработки n y = 0,1g полностью соответствуют условию (16).

К недостаткам системы объективного контроля на базе К3-63 следует отнести полное игнорирование зоны слабой и частично умеренной болтанки.

Обработка данных контроля условий эксплуатации записей МСРП и ТБН-К4, посту пающих в виде архивированных файлов типа 12_1.arj на дискетах или по электронной почте, производилась на персональном компьютере с операционной системой Windows 2000.

Обработка и анализ данных условий эксплуатационной нагруженности … Для ее первичной обработки разработаны программные средства конвертор «Conv5.exe»

и упаковщик «Zalex.exe», которые преобразуют и распознают информацию. Дальнейшая обработка с целью получения численных значений статистических характеристик парамет ров полёта, диаграмм и графиков осуществлялась с использованием встроенных функций Excel.

Методика обработки записей параметров полета МСРП и ТБН-К4 с использованием пер сонального компьютера разработана Зоричем А.Е., старшим научным сотрудником НЦ ПЛГВС ФГУП ГосНИИ ГА [3].

Выводы 1. На основании обработки совокупности записей МСРП канала "перегрузки", выпол ненных в 417256 полетах, уточнена зависимость интегральной повторяемости перегрузки в центре тяжести самолета Ту–154.

2. Спектр повторных нагрузок, вызывающий усталостные повреждения конструкции, лежит в пределах зон слабой и умеренной интенсивности турбулентности атмосферы.

3. Уточненная зависимость интегральной повторяемости перегрузки в центре тяжести самолета может служить основой для обоснования возможности индивидуального увеличе ния ресурса самолетов типа Ту–154.

ЛИТЕРАТУРА 1. Бендат Дж., Пирсол А.. Измерение и анализ случайных процессов.– М.: Мир, 1967.

2. Сравнительные результаты обработки полётной информации бортовыми регистраторами КЗ-63 и МСРП-64 (канал перегрузки). НТО ЦАГИ, 1996.

3. Зорич А.Е. Автоматизированная система расчётов статистических параметров «типового» полёта само лётов Ту-134 и Ту-154 по данным МСРП, ТБН-К4 и полётных заданий (практическое руководство для пользо вателя). Отчёт ГосНИИ ГА, 2005.

PROCESSING AND THE ANALYSIS OF THE GIVEN CONDITIONS OPERATIONAL LOADING SPECTRUM PLANES TU– Butushin S.V., Semin A.V.

In article results of calculations of integrated repeatability of an overload in the centre of gravity of plane Tu–154, records МСРП received as a result of processing (for the period 2001–2009) the channel of "overload".

Сведения об авторах Бутушин Сергей Викторович, 1948 г.р., окончил МАТИ (1971), кандидат технических наук, старший научный сотрудник НЦ ПЛГВС ФГУП ГосНИИ ГА, автор 99 научных работ, область науч ных интересов – механика и работоспособность технических устройств и машин.

Семин Александр Викторович, 1957 г.р., окончил МИИГА (1982), начальник группы НЦ ПЛГВС ФГУП ГосНИИ ГА, автор 21 научной работы, область научных интересов – эксплуата ционная прочность и ресурс ВС.

СБОРНИК НАУЧНЫХ ТРУДОВ ГосНИИ ГА № УДК 662.753.2. ВЫСОКОТЕМПЕРАТУРНЫЕ ОТЛОЖЕНИЯ (ВТО) РЕАКТИВНЫХ ТОПЛИВ: НЕГАТИВНОСТЬ, ВЛИЯЮЩИЕ ФАКТОРЫ, СПОСОБЫ БОРЬБЫ С.П. УРЯВИН, Е.А. КОНЯЕВ В статье рассмотрены факторы, влияющие на процесс осадкообразования в авиационных керосинах.

Описаны негативные последствия высокотемпературных отложений. Проанализированы методы снижения негативных последствий отложений, в частности, использование ультразвука для страгивания золотников.

Ключевые слова: реактивные топлива, факторы, высокотемпературные отложения Процесс осадкообразования в реактивных топливах оказывает негативное влияние на надежность работы авиационных газотурбинных двигателей (ГТД). ВТО в топливной системе ГТД приводит к:

• преждевременному засорению фильтров;

• заеданию золотников в насосах-регуляторах, что ведет к «зависанию» оборотов, повышению времени приемистости, помпажу или самовыключению двигателя;

• ухудшению распыла топлива форсунками, сопровождаемого короблением и прогаром жаровых труб.

Исследование процессов осадкообразования углеводородных топлив выявили основную закономерность: образование осадков происходит вследствие повышения температуры их нагрева [1;

2]. Для каждого топлива существует температура максимального осадкообразо вания: для Т–2 – 135С;

для ТС–1 – 150С;

для Т–1 – 160С, для Т–6 – 180С.

Температура влияет не только на количество осадков, но и на их дисперсный состав [2].

С увеличением температуры топлива размеры частиц осадка в нем увеличиваются. Так при температуре 120С в топливах ТС–1, Т–1 отсутствуют частицы размером более 50 мкм. При повышении температуры до 150С наблюдается образование частиц размером 50…120 мкм.

Из-за малых зазоров в золотниковых парах топливорегулирующей аппаратуры (табл. 1) возникают различные аварийные ситуации, отмеченные выше.

Таблица Зазоры в золотниковых парах № Элементы ТРА Зазоры, мкм Дроссельный кран – втулка 1 8… Золотник клапана постоянного перепада давления – втулка 2 7… Распределительный клапан – втулка 3 10… Шток гидрозамедлителя – муфта 4 6… Плунжер – гильза 5 15… Золотники клапана сброса – втулка 6 5… Повышение температуры топлива вызывает увеличение в составе осадков органических смолистых соединений, а также углерода, серы и азота.

Термоокислительная стабильность реактивных топлив снижается в присутствии смолистых и сернистых соединений и, особенно, при наличии меркаптанов. Ключевую роль в окислении углеводородов играет кислород, присутствие которого в топливе и надтопливном пространстве способствует интенсификации образования осадков (рис. 1).

Высокотемпературные отложения (ВТО) реактивных топлив… Рис. 1. Влияние газовой среды на забивку топливного фильтра осадками топлива ТС– Большое внимание в настоящее время уделяется повышению термостабильности РТ с помощью гидроочистки, которая служит для удаления сернистых соединений, продуктов окисления и смол.

Повышению термостабильности РТ способствуют различные присадки: алифатические амины, сополимеры эфиров метакриловой кислоты и др. При введение их в топливо в количестве до 0,1% термостабильность увеличивается до 200С (рис. 2).

Рис. 2. Влияние присадок на образование отложений в топливе ТС– Скорость прокачки топлива играет существенную роль в топливоподаче и охлаждении агрегатов ГТД, она приводит к изменениям в структуре пограничного слоя, а следовательно, к изменению скорости осадкообразования на фильтрах и греющих стенках каналов (например, ТМР).

Фактор времени в процессе осадкообразования играет очень большую роль, особенно в начальной стадии работы [1]. Здесь же нужно отметить и фактор цикличности работы ГТД (циклом нужно считать запуск – останов изделия даже без учета времени работы). Чем больше циклов, тем больше осадка.

С.П. Урявин, Е.А. Коняев Таким образом, можно отметить, что осадкообразование ( ос) в авиационном ГТД зависит от многочисленных факторов ос = f ( Т ст ;

Т т ;

Р т ;

W т ;

М ст ;

Пр ;

К O2 ;

К N2 ;

Х ;

N ), где Т ст – температура стенки;

Т т – температура топлива;

Р т – давление топлива;

Wт – скорость прокачки топлива;

М ст – материал стенки;

Пр – присадки;

К О2 – насыщенность кислородом;

К N2 – насыщенность инертным газом (азотом);

Х – физико–химические свойства топлива;

N – число циклов работы ГТД.

Рассмотрим способы предотвращения, уменьшения и удаления высокотемпературных отложений с деталей и узлов ГТД.

К существующим конструкторским методам снижения ос можно отнести:

• улучшение технологии получения топлив с применением гидрокрекинга;

• улучшение технологии очистки топлив на НПЗ, гидроочистку;

• добавку антиосадкообразующих присадок;

предварительную микрофильтрацию.

К существующим конструкторским методам снижения ос можно отнести:

• выбор материала стенки;

• создание полированной поверхности.

К перспективным конструкторским методам по уменьшению ос можно отнести:

• обеспечение расчетного необходимого охлаждения стенки до температуры ниже 100 ОС;

• использование электроизолирующего (керамического) покрытия стенок каналов.

Существенные эксплуатационные методы по снижению ос охватывают:

• уменьшение контакта топлив с окружающим воздухом (плавающие крыши на резервуарах складов ГСМ);

• обеспечение продувки нагретых изделий топливной системы после останова ГТД;

• обеспечение минимального давления при запуске и останове ГТД;

• обеспечение более высокой степени фильтрации топлив при эксплуатации ГТД.

Перспективными эксплуатационными методами следует считать:

• удаление кислорода из топливных систем;

• заполнение надтопливного пространства инертным газом (азотом).

Следует отметить, что все вышеперечисленные методы и способы по снижению ВТО могут осуществляться без снятия двигателя с самолета.

Существующие методы удаления ВТО включают:

• физико–механический метод (очистка ручным инструментом;

пескоструйная обработка;

очистка косточковой крошкой, дисковыми проволочными щетками);

• физико-химические методы (удаление ВТО посредством щелочных соединений, поверхностно–активных веществ, синтетических моющих средств);

• химико–термические методы (химическое разрушение нагретым реактивом, выжигание ВТО, объемно-температурное изменение).

Только физико–химические методы могут проводиться во время профилактических работ при периодическом техническом обслуживании. Остальные проводятся только на ремонтных заводах.

К перспективным методам удаления отложений или снижения их негативного воздействия можно отнести:

• применение в топливной аппаратуре сменных элементов и деталей (фильтров, форсунок, золотниково-распределительных устройств), которые могли бы заменяться автоматически, полуавтоматически (в полете) или вручную (на земле при ТО);

Высокотемпературные отложения (ВТО) реактивных топлив… • использование ультразвукового возбуждения колебаний золотниковых распределительных устройств для предотвращения их заедания на временных интервалах полета, соответствующих их рабочему диапазону. Это относится к золотниковым парам клапанов перепуска воздуха, управления перекладкой лопаток направляющего аппарата, постоянства перепада давления, управления реверсом и др.

Частота и мощность ультразвукового воздействия, необходимые для страгивания золотника и зависящие от силы трения, массовых и геометрических характеристик золотниковых пар, могут быть определены по методике, изложенной в работе [3].

ЛИТЕРАТУРА 1. Дубовкин Н.Ф., Маланичева В.Г. и др. Физико–химические и эксплуатационные свойства реактивных топлив. – М.: Химия, 1985.

2. Яновский Л.С., Иванов В.Ф., Галимов Ф.М. и др. Коксоотложения в авиационных и ракетных двигателях.- Казань: Абак, 1999.

3. Коняев Е.А., Урявин С.П. Разработка метода обеспечения надежности золотниковых пар топливорегулирующей аппаратуры ГТД. //Научный Вестник МГТУ ГА сер. Эксплуатация воздушного транспорта, №147, 2009.

HIGH-TEMPERATURE DEPOSITS OF JET FUELS Uryavin S.P., Konyaev E.A.

The article gives consideration to the factors affecting sludge formation in jet fuels, describes the negative effects from higt-temperature deposits, reviews the techniques employed to restrict these negative effects, including ultrasonic valve unseating.

Сведения об авторах Урявин Сергей Петрович, 1957 г.р., окончил МИИГА (1981), директор Центра сертификации авиационных ГСМ ГосНИИ ГА, автор 14 научных работ, область научных интересов – вопросы качества авиационных ГСМ.

Коняев Евгений Алексеевич, 1937 г.р., окончил РКИИГА (1959), доктор технических наук, профессор, заведующий кафедрой МГТУ ГА, автор более 250 научных работ, область научных интересов – диагностика авиационных двигателей, химмотология и авиатопливообеспечение.

СБОРНИК НАУЧНЫХ ТРУДОВ ГосНИИ ГА № УДК 629.735.015.4.07:629.735. СХЕМАТИЗАЦИЯ ПРОЦЕССА ЭКСПЛУАТАЦИОННОГО НАГРУЖЕНИЯ ЭЛЕМЕНТА «ОБШИВКА – СТРИНГЕР»

ВЕРТОЛЕТА Ми-26Т ДЛЯ УСТАЛОСТНЫХ ИСПЫТАНИЙ СО СЛУЧАЙНЫМ НАГРУЖЕНИЕМ Д.Н. ОСИПОВ, В.С. ШАПКИН В статье представлена программа схематизации процесса нагружения элемента «обшивка - стрингер» кон струкции вертолета Ми-26Т по методу полных циклов и приведены результаты указанной схематизации и по следующего приведения процесса к эквивалентному отнулевому.

Ключевые слова: вертолет, эксплуатационное нагружение, элемент «обшивка-стрингер», усталостные испытания В работе [1] для расчета характеристик нагружения элемента «обшивка - стрингер» фю зеляжа вертолета Ми-26Т при усталостных испытаниях данных элементов использованы ме тоды «Земля – воздух - Земля», приведения «по Одингу» к отнулевому циклу и с помощью блок-программного нагружения. Все указанные методы основаны на формировании гармо нического спектра нагружения (одноступенчатого или многоступенчатого). Другим спосо бом моделирования эксплуатационных процессов при усталостных испытаниях является воспроизведение на испытательном оборудовании случайных процессов, статистические характеристики которых близки к статистическим характеристикам представительных про цессов эксплуатационного нагружения. Главным преимуществом данного метода является учет в моделируемом нагружении всех переменных эксплуатационных нагрузок, включая высокочастотные и, таким образом, более точное воспроизведение эксплуатационного спек тра. Применение этих методов позволило достичь значительного прогресса в области экспе риментальных исследований долговечности и ресурса конструкций и их элементов. Устало стные испытания элементов конструкции самолетов, проводимые по программам случайного нагружения, приводят к результатам, наиболее точно воспроизводящим эксплуатационные спектры [2]. Испытания вертолетов и элементов их конструкций по программам случайного нагружения до настоящего времени не проводились.

Целью усталостных испытаний элементов «обшивка - стрингер» конструкции планера вертолета Ми-26Т с использованием случайного нагружения является определение выносли вости и живучести данных элементов в критической зоне конструкции (место стыка хвосто вой балки с центральной частью фюзеляжа [3], [4]), определение наиболее повреждающих режимов, измерение скорости усталостных трещин, выявление характерных особенностей их развития. Сравнение полученных результатов с результатами испытаний, проведенными по программам, представленным в работе [1], а также с данными работы [4] позволит перейти к созданию математической модели кинетики трещин.

Схематизация процесса нагружения осуществляется в соответствии с требованиями ГОСТ 25.101-83 [5]. В качестве исходного спектра используем результаты измерения нор мальных напряжений в стрингере № 8 между шпангоутами № 1 и № 2 хвостовой балки, по лученные в процессе летных испытаний на различных режимах полета [6]. Спектр напряже ний в указанной зоне для типового полета представлен на рис. 1. Данный спектр составлен из реализаций 8-секундных измерений напряжений с частотой опроса тензодатчиков 0,002 с-1. «Условность» типового полета определяется отсутствием измерений при переходе с режима на режим. В процентах указана доля режима в типовом полете, определенная НЛГВ-2 и уточненная по обработке данных БУР-1-2 [7].

Схематизация процесса эксплуатационного нагружения элемента «обшивка – стрингер»… Разво роты на висении 7% Устано вившие ся ви горизон- Полет на ражи и макси зон- сколь мальной висение малые Торможение тальный жения скорости перед посад скорости полет с 3% 5% кой 2% 10% крейсер 10% ской скоро стью Рис. 1. Эксплуатационный спектр напряжений типового полета в зоне стрингера №8 между шпангоутами № 1 и № 2 хвостовой балки Из процесса схематизации необходимо исключить циклы, возникшие при «сшивке» от дельных режимов полета и имеющие амплитуды, не встречающиеся в реальном полете. Для этого проведем схематизацию каждого режима в отдельности, что допустимо [4]. При этом разбиение процессов нагружения на классы должно быть одинаковым для всех режимов.

Соблюдение этого условия необходимо для возможности последующего сложения данных корреляционных таблиц с соответствующими весовыми характеристиками режима в типо вом полете. Иными словами, размерности матриц, в виде которых можно представить корре ляционные таблицы, должны быть одинаковыми.

Для разбиения процесса нагружения на классы рассмотрим табл. 1, в которой представ лены максимальные, минимальные и средние значения напряжений для всех режимов, а также дисперсии и средние квадратические отклонения.

Таблица Параметры эксплуатационного нагружения на различных режимах Наименование режима Напряже- Горизонталь- Полет на Малые Установив- Разворо- Торможе ние Висе- ный полет с максималь скоро- шиеся виражи ты на ние перед (кг/мм2) ние крейсерской ной скоро сти и скольжения висении посадкой скоростью сти min 3,81 3,99 4,9 6,34 6,89 4, 2, max 5,64 5,22 6,4 7,47 6,36 5, 8, m (x -в 4,67 4,64 5,6 6,96 7,47 4,26 4, обозначениях ГОСТ 25.101-83) S 0,11 0,05 0,07 0,05 0,06 1,48 0, S 0,33 0,23 0,26 0,21 0,24 1,22 0, Коэффициент нерегулярности процесёса нагружения для режимов, определяемый как отношение числа пересечений процессом уровня средней нагрузки n 0 к числу экстремумов того же процесса n э, будет вычислен позднее.

Дискретизация процесса нагружения и определение максимальной частоты не требуется, так как в нашем случае реализация процесса уже представлена в оцифрованном виде с по стоянной частотой опроса тензодатчиков.

Поскольку напряжения меняются от 2,01 кг/мм2 до 8,14 кг/мм2, целесообразно разбить спектры нагружения на m=25 классов шириной =0,25 кг/мм2.

Д.Н. Осипов, В.С. Шапкин Программа main.m схематизации процесса нагружения по методу выделения полных циклов создана при помощи математического пакета MATLAB 7. Работу программы можно разделить на 3 этапа:

1) подготовка исходного оцифрованного процесса к схематизации. На этой стадии рабо ты программы фиксируются крайние точки массива данных, удаляются участки монотонно сти между соседними экстремумами и участки постоянства функции. Полученное в итоге число точек функции будет в точности равно числу экстремумов. Также на 1-м этапе про грамма вычисляет количество пересечений функцией уровня средних нагрузок и, таким об разом, коэффициент нерегулярности процесса. Задается ширина класса и нижняя граница 1-го класса. Затем, согласно [4], из дальнейшего рассмотрения исключаются циклы, размах которых меньше (амплитуда меньше 0,5). Схематический результат работы программы на данном этапе представлен на рис. 2;

а б Рис. 2. 1-й этап работы программы: а - фрагмент исходного процесса;

б - результат подготовки исходного процесса к схематизации 2) на втором этапе программа последовательно исключает из рассмотрения циклы, раз мах которых меньше 2, 3 и т.д. После каждой итерации из ломанной удаляются участки монотонности и постоянства, аналогично тому, как это делалось на 1-м этапе. Количество выделенных (удаленных) циклов на каждом шаге запоминается. Запоминается также макси мум и минимум удаленного цикла, вычисляется его среднее значение и амплитуда. Выделе ние (удаление) циклов производится по восходящей ветви процесса. Таким образом для уда ленного максимума фиксируется значение его «соседа» слева, а для минимума справа. Также вычисляется класс нагрузки, в который попадает удаленный максимум или минимум. При попадании выделенного экстремума на границу класса его значение записывается, как по павшее в класс с большим номером. Пример работы программы на этапе удаления циклов, размах которых меньше 2, приведен на рис. 3;

а б Рис. 3. Результат работы программы по выделению циклов с размахом 2: а - исходный процесс;

б - результирующий процесс 3) на третьем этапе программа формирует файл представления результатов, имеющего структуру, представленную на рис. 4.

Выделенная (удаленная) вершина Соседняя вершина Абсцисса точки Значение № Абсцисса точки Значение № Среднее Амплитуда Схематизация процесса эксплуатационного нагружения элемента «обшивка – стрингер»… (соответствует нагрузки класса (соответствует нагрузки класса значение удаленного начальному начальному удаленного цикла процессу) процессу) цикла Рис. 4. Структура представления результатов работы программы Принцип удаления вершин (а соответственно и циклов) из процесса, полученного после первого этапа работы программы, основывается на следующем: каждый максимум и мини мум рассматривается в совокупности со своими соседними максимумами и минимумами справа и слева. Если максимум (минимум) больше (меньше) соседних справа и слева, он считается глобальным и не удаляется на данном шаге (даже если размах соответствующего цикла меньше установленного для данного шага ). Если данное условие не выполняется (экстремум не глобальный), данная точка может быть удалена из процесса при условии, что размах меньше. Рис. 5 иллюстрирует указанный подход.

Рис. 5. Принцип выделения циклов Однако каждый шаг исключения циклов может порождать некоторое количество новых циклов меньшего размаха. Для удаления (без сохранения в памяти) указанных «ложных»

циклов программа производит повторные вычисления с, установленной для данного шага.

Повторные вычисления могут производиться до 10 раз (количество может задаваться в каче стве начального параметра), однако практика показала, что не более чем на 3-м шаге, «лож ные» циклы полностью исключаются. Результатом работы программы на последнем шаге будет прямая, соединяющая 2 крайние изначальные точки. На рис. 6 представлены результа ты работы программы обработки режима «торможение перед посадкой» на различных шагах.

а б в Рис. 6. Графическое представление работы программы main.m:

а - кривая, полученная после удаления из исходной участков постоянства и монотонности;

б - кривая, полученная на 3-м шаге;

в - кривая, полученная на 4-м шаге, наложенная на предыдущую Блок-схема работы программы main.m со встроенными подпрограммами приведена на рис. 7.

Д.Н. Осипов, В.С. Шапкин исключает из ломаной все точки, не являющиеся экс main.m тремумами extrem.m ввод массива исключает из лома данных data, ной горизонтальные ширины nonconst.m участки класса на грузки, нижней границы 1-го формирует но класса xmin, newresult.m вую ломаную параметра condomax (максималь- проверяет каждую вер ное число шину с точки зрения «гло testdelete.m итераций бальности» ее, как экс при удалении тремума «ложных»

циклов на каждом исключает из лома шаге ной точки, не являю deletecicl.m щиеся «глобальными»

экстремумами и имеющие склоны, меньше запоминает и запи сывает параметры ostatok.m выделенных циклов Массив выходных данных Delx;

пошаго вые графики для, 2, 3 и т.д., среднее Вывод данных значение нагрузки meanx, число пересе чений уровня средней нагрузки numzero, число точек ломаной после удаления участков постоянства и монотонности на 1-м этапе numx22, число шагов рабо ты программы numstep Рис. 7. Блок-схема программы main.m Вычисленные с помощью значений numzero и numx22 коэффициенты нерегулярности процесса для каждого режима не превышают значения 0,2 (таким образом, согласно [4], метод выделения полных циклов применим для схематизации данного процесса).

Результаты работы программы представимы в виде корреляционных таблиц одинаковой размерности (2525) для всех 7 режимов полета. Для приведения таблиц к сводной корреля ционной таблице для схематизации процесса нагружения в типовом полете сложим получен ные матрицы с «весами», соответствующими долям данного режима соответственно: 3, 10, 63, 10, 5, 7, 2. Получаем сводные корреляционные таблицы для максимумов - минимумов и для амплитуд - средних значений. Значения максимумов - минимумов приведены в корреля ционной табл. 1.

Таблица Корреляционная таблица максимумов - минимумов Схематизация процесса эксплуатационного нагружения элемента «обшивка – стрингер»… h(x max ) I(x max ) 0 0 21 3 14 4 0 28 6 7 7 7 0 0 19 Нулевые значения 7 6 6 10 109 11 19 7 51 190 12 14 16 35 104 225 13 6 128 49 36 887 14 24 9 574 2647 6 17 3 451 2485 14 14 210 1008 1225 7 133 392 378 252 721 18 126 14 315 252 70 19 50 230 20 20 160 465 21 10 60 355 380 22 160 40 145 165 23 20 15 60 80 24 5 20 45 35 25 10 10 10 I(x min ) 1 2 3 4 5 8 9 10 11 12 13 14 15 16 17 18 19 20 21 22 h(x min ) 35 7 7 42 0 39 47 255 185 83 630 77 100 400 475 275 160 1500 3423 Данные таблицы построены для полных циклов. Просуммировав значения строк и столбцов таблиц, получим распределения максимумов h(x max ), минимумов h(x min ), амплитуд h(x a ) и средних значений h(x m ). Полученные результаты приведены в табл. 2. На рис. 8 при ведены согласно ГОСТ 25.101-83 расчеты функций накопленных частот H(x s ) и эмпириче ских функций распределения Fэ (x s ).

Таблица Распределения максимумов, минимумов, амплитуд, средних значений, функции накопленных частот повторений и эмпирические функции распределения ' ) k x) xa xm на на на на x sk x min x max F э (x a ) F э (x m ) Функц.

Функц.

Функц.

Функц.

эмпир.

эмпир.

эмпир.

эмпир.

X Hsk X Bsk копл.част.

копл.част.

копл.част.

копл.част.

Повт.H(xa ) Повт.H(x m) для F э (x min ) Повт.H(x ma для F э (x max ) Повт.H(x min 0.00000 0.00345 0 35 0 35 2. 0.71671 0.00000 7169 0 7169 0 (01) 0.00000 0.00415 0 42 0 7 2. 0.99115 0.00205 9914 21 2745 21 (12) 0.00205 0.00485 21 49 21 7 2. 0.99725 0.00275 9975 28 61 7 (23) 0.00345 0.00905 35 91 14 42 2. 0.99785 0.00485 9981 49 6 21 (34) 0.00345 0.00905 35 91 0 0 3. 0.99785 0.00625 9981 63 0 14 (45) 0.00625 0.00905 63 91 28 0 3. 0.99925 0.00625 9995 63 14 0 (56) 0.00625 0.00905 63 91 0 0 3. 0.99925 0.00695 9995 70 0 7 (67) 0.00625 0.01295 63 130 0 39 3. 0.99995 0.00755 10002 76 7 6 (78) 0.00815 0.01765 82 177 19 47 4. 0.99995 0.00975 10002 98 0 22 (89) 0.00875 0.04314 88 432 6 255 4. 0.99995 0.01735 10002 174 0 76 (910) 0.01965 0.06164 197 617 109 185 4. 0.99995 0.04604 10002 461 0 287 (1011) 0.03864 0.06994 387 700 190 83 4. 0.99995 0.06624 10002 663 0 202 (1112) 0.06114 0.21991 612 2200 225 5. 0.99995 0.08773 10002 878 0 215 (1213) 0.14982 0.56214 1499 5623 887 5. 0.99995 0.30249 10002 3026 0 2148 (1314) 0.41447 0.78679 4146 7870 2647 5. 0.99995 0.68811 10002 6883 0 3857 (1415) 0.66292 0.84978 6631 8500 2485 630 5. 0.99995 0.83088 10002 8311 0 1428 (1516) 0.78539 0.85748 7856 8577 1225 77 6. 0.99995 0.85608 10002 8563 0 252 (1617) 0.85748 0.86748 8577 8677 721 100 6. 0.99995 0.85748 10002 8577 0 14 (1718) 0.86448 0.90747 8647 9077 70 400 6. 0.99995 0.87847 10002 8787 0 210 (1819) 0.88747 0.95496 8877 9552 230 475 6. 0.99995 0.92946 10002 9297 0 510 (1920) 0.93396 0.98245 9342 9827 465 275 7. 0.99995 0.97346 10002 9737 0 440 (2021) 0.97196 0.99845 9722 9987 380 160 7. 0.99995 0.98895 10002 9892 0 155 (2122) 0.98845 0.99995 9887 10002 165 15 7. 0.99995 0.99945 10002 9997 0 105 (2223) 0.99645 0.99995 9967 10002 80 0 7. 0.99995 0.99995 10002 10002 0 5 (2324) 0.99995 0.99995 10002 10002 35 0 8. 0.99995 0.99995 10002 10002 0 0 (2425) Д.Н. Осипов, В.С. Шапкин Схематизация процесса эксплуатационного нагружения элемента «обшивка – стрингер»… а б Рис. 8. Эмпирические функции распределения: а - максимумов и минимумов;

б - средних значений Указанные функции распределения соответствуют 10000 циклов в блоке, что при частоте нагружения 2,2 Гц соответствует 1,26 часа ресурса конструкции.

Используя корреляционную таблицу для амплитуд и средних значений легко перейти к одномерному отнулевому процессу нагружения, используя формулу Одинга, или для формирования отнулевого регулярного нагружения, где m – показатель степени кривой усталости, приблизительно равный 4 для алюминиевых сплавов. Последовательно приводя к отнулевым значениям данные из корреляционной таб лицы, получаем для эквивалентного отнулевого нагружения.

Сравнивая полученный результат с ( max0 ) экв =3,63 кг/мм2, полученным в [1] по методу осреднения значений нагрузки для разных режимов и использующему в качестве max i мак симальные значения напряжений на данном режиме, наблюдаем различия в 2,2 раза. Это обусловлено тем, что метод выделения полных циклов учитывает не только циклы с макси мальными напряжениями, но и меньшие циклы, которые также могут существенно влиять на повреждаемость конструкции. На рис. 9 изображены отнулевые эквивалентные процессы, схематизированные обоими способами.

Рис. 9. Эквивалентные отнулевые процессы нагружения Проведенная схематизация эксплуатационного спектра нагружения позволяет перейти к моделированию случайных процессов, характеристики которых близки к статистическим Д.Н. Осипов, В.С. Шапкин характеристикам типового полета. Разработанная программа схематизации делает возмож ным проведение усталостных испытаний со случайным воспроизведением нагружения для элементов конструкции вертолетов.

ЛИТЕРАТУРА 1. Осипов Д.Н., Шапкин В.С. Расчет параметров нагружения элементов «обшивка - стрингер»

конструкции вертолета Ми-26Т при усталостных испытаниях. //Научный Вестник МГТУ ГА серия Аэромеханика, прочность, поддержание летной годности ВС, № 153, 2010.

2. Арепьев А.Н., Громов М.С., Шапкин В.С. Вопросы эксплуатационной живучести авиаконструкций. – М.: Воздушный транспорт, 2002.

3. Д.Н. Осипов, В.С. Шапкин. Распределение трещин стрингеров из материала 01420 вертолета Ми-26Т по фюзеляжу и процесс их накопления в зависимости от наработки. //Научный Вестник МГТУ ГА серия Аэромеханика, прочность, поддержание летной годности ВС, № 141, 2009.

4. Осипов Д.Н., Шапкин В.С. Измерение скорости развития усталостных трещин в стрингерах из материала 01420 вертолета Ми-26Т. //Научный Вестник МГТУ ГА серия Аэромеханика, прочность, поддержание летной годности ВС, № 153, 2010.

5. ГОСТ 25.101 – 83. Расчеты и испытания на прочность. Методы схематизации случайных процессов нагружения элементов машин и конструкций и статистическое представление результатов.

6. Научно-технический отчет № 395-96-П «Наземные и летные испытания вертолета Ми-26Т № 30-01 с усиленными центральной частью фюзеляжа и хвостовой балкой» (АООТ «МВЗ им. М.Л. Миля» - ГНЦ – Летно исследовательский институт им. М.М. Громова»). – М., 1996.

7. Отчет «Методика расчета и характеристики средне-взвешенной оценки повторяемости режимов полета вертолета Ми-26Т, ФГУП ГосНИИ ГА. - М., 2003.

REPRESENTATION OF REAL LOADING OF FUSELAGE ELEMENT «COVERING STRINGER» FOR RANDOM LOADING FATIGUE TESTS Osipov D.N., Shapkin V.S.

The programme and results of representation of random loading of fuselage element «covering - stringer» of Mil – 26T helicopter brought to pulsing stress cycle are submitted.

Сведения об авторах Осипов Дмитрий Николаевич, 1966 г.р., окончил МГУ им. М.В. Ломоносова (1993), старший инженер отдела № 132 НЦ ПЛГ ВС ГосНИИ ГА, автор 5 научных работ, область научных интересов – конструкция и прочность вертолетов.

Шапкин Василий Сергеевич, 1961 г.р. окончил МИИГА (1984), доктор технических наук, профессор, Заслуженный работник транспорта РФ, генеральный директор ГосНИИ ГА, эксперт федеральной службы по надзору в сфере транспорта Минтранса России, Межгосударственного авиационного комитета, автор более 160 научных работ, область научных интересов – эксплуатация воздушного транспорта, прочность летательных аппаратов.

СБОРНИК НАУЧНЫХ ТРУДОВ ГосНИИ ГА № УДК 504.06:629. АНАЛИЗ ВОЗМОЖНОСТЕЙ СОЗДАНИЯ РЫНОЧНЫХ МЕХАНИЗМОВ ПО СНИЖЕНИЮ ВЫБРОСОВ ПАРНИКОВЫХ ГАЗОВ ПРЕДПРИЯТИЯМИ АВИАЦИОННОГО СЕКТОРА РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ А.А. ТАРАНИЧЕВ Статья представлена доктором технических наук Скрипниченко С.Ю.

В статье представлен анализ основных рыночных механизмов по снижению выбросов парниковых газов в авиационном секторе, используемых в настоящее время в мире. Дана оценка наиболее рациональных механизмов для их использования в авиационном секторе Российской Федерации.

Ключевые слова: рыночные механизмы, снижение выбросов, парниковые газы Одной из самых острых экологических проблем 21 века принято считать процесс «глобального изменения климата», вызываемого, по мнению многих экспертов, чрезмерной эмиссией в атмосферу газов, вызывающих парниковый эффект, - парниковых газов (ПГ).

Основным парниковым газом, выбрасываемым в результате человеческой активности, является диоксид углерода (CO 2 ), который выбрасывается в атмосферу в основном при сжигании ископаемых видов топлива [1].

На данный момент в целях стабилизации и снижения уровня антропогенных выбросов парниковых газов на планете создана международная нормативно-правовая база. Ее основой являются следующие соглашения: Рамочная конвенция ООН об изменении климата (РКИК) 1992 года [2], подписанная 192 странами мира, а также Киотский протокол (КП) 1997 года [3], ратифицированный на данный момент 181-й страной мира. Киотский протокол стал первым международным соглашением, устанавливающим численные ограничения на выбросы ПГ на период 2008-2012 гг., в основном для развитых стран и стран с переходной экономикой. В рамках КП для Российской Федерации установлен порог по выбросам ПГ до 2012 года на уровне 1990 года, что, учитывая снижение темпов промышленного производства после распада СССР, обеспечило нашей стране большой «запас прочности» по выбросам CO 2. В авиации – аналогичное положение.

Основными механизмами по снижению выбросов парниковых газов, посредством которых стороны, подписавшие Киотский протокол, могут продавать и покупать квоты на выбросы, являются:

- торговля выбросами (в рамках данного механизма страны могут обмениваться или приобретать друг у друга квоты, при выполнении определенных условий);

- проекты совместного осуществления (механизм Киотского протокола, который позволяет получать квоты на выбросы за счет реализации проектов на территории других стран, ведущих сокращение и ограничение выбросов. Квоты могут передаваться предприятию-инвестору проекта. Осуществляются на территории стран, не подписавших Киотский протокол);

- механизм чистого развития (проекты, выполняемые на территории одной из стран РКИК, не входящей в Приложение 1 РКИК, полностью или частично за счет инвестиций страны Приложения 1 РКИК. Квоты могут передаваться предприятию-инвестору проекта).

Основной сложностью в использовании механизмов КП применительно к авиации является непроработанность процесса установления принадлежности выбросов CO 2 при совершении международных полетов конкретным странам. В силу чего данные об объемах выбросов при совершении международных полетов не считаются частью национальных кадастров антропогенных выбросов парниковых газов, подготавливаемых в соответствии с А.А. Тараничев требованиями Киотского протокола, а представляются только в виде информационного материала. Тогда как данные об объемах выбросов ПГ при совершении внутренних полетов собираются и регулярно представляются в секретариат РКИК в рамках подготовки Национального сообщения и Национального доклада по кадастру антропогенных выбросов парниковых газов, влияя на общий объем выбросов ПГ Российской Федерации.

Таким образом, для стран-участниц Киотского протокола в данный момент практически отсутствует выгода от сокращения выбросов парниковых газов при осуществлении международных полетов, используя механизмы Киотского протокола. Между тем потенциал использования механизмов Киотского протокола в целях сокращения выбросов парниковых газов стационарными предприятиями гражданской авиации РФ (аэропорты, авиастроительные заводы и т.д.), а также авиакомпаниями при осуществлении внутренних перелетов достаточно значителен. Это во многом объясняется наличием устаревшего оборудования, воздушных судов, а также отсутствием учета современных экологических требований при осуществлении авиационной деятельности, а именно: при проектировании воздушных судов, авиадвигателей, взлетно-посадочных полос, аэропортов;

расчете маршрутов полета, времени производства взлетно-посадочных операций и т.д.

Однако использование механизмов Киотского протокола в авиационном секторе на данный момент не имеет широкого распространения в мире. В связи с чем активизация указанных механизмов применительно к авиации РФ потребует принятия ряда нормативных документов, а также проведения консультаций с организациями ООН, ответственными за регистрацию проектов в рамках Киотского протокола. Также отсутствует ясность в преемственности текущих параметров механизмов снижения выбросов КП в новом международном соглашении, которое придет на смену КП.


В соответствии со статьей 2.2. Киотского протокола Международной организации гражданской авиации была делегирована ответственность за выработку мер сокращения выбросов на международных авиарейсах.

ИКАО определяет рыночные меры по снижению выбросов, включая использование торговли квотами на эмиссию, как политическое средство, призванное обеспечить достижение экологических целей с меньшими затратами и более эффективно, чем традиционные нормативные меры [4].

Основные рыночные механизмы по снижению выбросов, в том числе парниковых газов, обсуждаемые в рамках ИКАО: сборы и пошлины, связанные с эмиссией;

торговля квотами на эмиссию;

компенсация выбросов углерода;

механизм чистого развития.

В настоящее время в рамках ИКАО не выработано единого решения по внедрению рыночных мер снижения выбросов парниковых газов при осуществлении международных рейсов. Однако обсуждение возможностей внедрения всех вышеперечисленных механизмов ведется с обязательным условием соблюдения недискриминации и равных, и справедливых возможностей для развития международной гражданской авиации, изложенных в Чикагской конвенции, а также принципов и положений об общей, но дифференцированной ответственности с учетом соответствующих возможностей, предусмотренных РКИК ООН и Киотским протоколом [2,3].

В свою очередь ИКАО поощряет принятие договаривающимися государствами и другими заинтересованными сторонами действий по ограничению и уменьшению эмиссии воздушных судов международной авиации посредством реализации добровольных мер [4]. В связи с этим ИКАО было разработано руководство по добровольным мерам, включающее шаблон соглашения, которое может быть заключено между предприятием авиационного сектора и государственной организацией. При определенных параметрах указанного соглашения оно также может быть отнесено к рыночному механизму снижения выбросов парниковых газов [5].

Одним из наиболее обсуждаемых механизмов снижения выбросов ПГ в авиационном секторе на данный момент является торговля квотами на выбросы, направленная на Анализ возможностей создания рыночных механизмов по снижению выбросов… повышение экологической эффективности авиапредприятия в силу необходимости покрывать объемы своих выбросов покупкой соответствующего количества квот.

Единственной системой торговли квотами, в которую в обязательном порядке включен учет выбросов ПГ при совершении полетов внутренней и международной авиации является Европейская система торговли выбросами (EU ETS).

Решение о включении всех авиационных рейсов, осуществляемых в/из/внутри ЕС в EU ETS закреплено Директивой [6]. Оно является односторонним и идет вразрез с положениями РКИК и Киотского протокола об общей, но дифференцированной ответственности, рекомендациями ИКАО, а также статьей 2.2. Киотского протокола.

Вступление в силу требований ЕС по отношению к международным перевозкам назначено на 1 января 2012 года – последний год реализации Киотского протокола.

Требования не будут распространяться на авиакомпании, совершающие менее 243 полетов в рамках ЕС, на полеты, выполняемые по правилам визуальных полетов, а также иные полеты, отраженные в специальном перечне [7]. Однако отдельным авиакомпаниям потребуется доказывать соответствие/несоответствие указанным требованиям путем представления специальных отчетов.

Расчет выбросов CO 2 и данных о тонно-километрах в рамках ETS должен осуществляться по достаточно простым соотношениям [8], по которым объем эмиссии CO рассчитывается путем умножения объема израсходованного топлива на эмиссионный множитель, а данные о тонно-километрах зависят от расстояния, умноженного на массу полезного груза.

По данным о совершенных полетах в/из/внутри ЕС за 2004-2006 гг. для каждой авиакомпании определена так называемая «администрирующая страна-член ЕС», перед которой авиакомпания должна отчитываться о своих выбросах, а также определен среднегодовой показатель предельных выбросов для всех авиакомпаний, подпадающих под требования ЕС, так называемый «потолок». В 2012 г. «потолок» будет установлен на уровне 97% от среднегодовых выбросов за 2004-2006 гг. В рамках данного «потолка» всем авиакомпаниям, участвующим в ETS будет выдано 82% бесплатных квот, 3% зарезервировано для новых и быстрорастущих авиакомпаний, остальные 15% авиакомпании будут вынуждены покупать на специализированных аукционах, принцип работы которых пока окончательно не определен, так же как и взаимодействие с новыми и быстрорастущими авиакомпаниями. Соотношение бесплатных и требующих оплаты квот в дальнейшем может быть изменено.

Если брать в расчет текущую рыночную стоимость 1 тонны CO 2 -эквивалента в ETS до включения в нее авиации – 15 евро, затраты крупных отечественных авиакомпаний на покупку квот могут достигать миллионов долларов в год. Для авиакомпаний, эксплуатирующих устаревшие воздушные суда и находящихся на грани выживания, такие затраты могут изначально закрыть небо Европейского Союза, в особенности учитывая тот факт, что далеко не все авиакомпании РФ вступили в систему ETS и будут вынуждены весь объем выбросов покрывать за счет покупки квот.

За каждое отсутствующее у авиакомпании разрешение на тонну выбросов CO 2 (квоту) ЕС предусмотрены штрафные санкции в размере 100 евро.

Учитывая тот факт, что на данный момент в РФ отсутствует какая-либо нормативно правовая база для осуществления торговли квотами на выбросы парниковых газов внутри страны, возможности создания собственной системы торговли квотами требуют детальной проработки. Авиационный сектор РФ может быть передовым в данном вопросе, однако внедрение такой системы только в связи с включением отечественной авиации в ETS видится нецелесообразным, тем более что ее внедрение по образу и подобию с ETS потребует включения авиакомпаний третьих стран, помимо ЕС, в систему и в дальнейшем вызовет массу споров и банкротство финансово неустойчивых авиакомпаний РФ, хотя при определенных условиях система торговли квотами применительно к авиационному сектору А.А. Тараничев РФ может способствовать повышению топливной эффективности, а также экологичности многих авиакомпаний РФ, в случае рационального расходования средств, полученных в рамках системы, и рационального распределения квот между всеми участниками [9]. Но при этом необходимо учесть все слабые стороны системы ETS и на первом этапе сделать участие в системе добровольным.

Наиболее рациональным решением по сокращению выбросов парниковых газов в авиационном секторе РФ на данный момент можно считать внедрение добровольных мер, рекомендованных ИКАО, путем заключения соответствующих соглашений между Министерством транспорта РФ и предприятиями ГА, в том числе авиакомпаниями как отечественными, так и международными, совершающими полеты в РФ. В заключенных соглашениях может быть учтена специфика отдельной авиакомпании или авиапредприятия, потенциал снижения выбросов, что позволит осуществить снижение выбросов парниковых газов наиболее оптимальным для авиапредприятия способом. В рамках указанных соглашений должны быть прописаны целевые уровни снижения выбросов парниковых газов, ответственность сторон, а также иные условия, способствующие достижению взятых на себя обязательств.

ЛИТЕРАТУРА 1. Бердин В.Х., Грицевич И.Г., Кокорин А.О., Федоров Ю.Н. Парниковые газы — глобальный экологический ресурс. Справочное пособие. – М, 2004.

2. Рамочная конвенция Организации Объединенных Наций об изменении климата (UNFCCC), 1992.

3. Kyoto Protocol to the United Nations Framework Convention on Climate Change. New York: United Nations, 1997.

4. Резолюция 36-й сессии ассамблеи Международной организации гражданской авиации А36-22: «Сводное заявление о постоянной политике и практике ИКАО в области охраны окружающей среды».

5. Template and Guidance on Voluntary Measures, 2004.

http://www.icao.int/icao/en/env/Measures/Caep_Template.pdf.

6. Directive 2008/101/EC of the European parliament and of the Council of 19 November 2008 amending Directive 2003/87/EC so as to include aviation activities in the scheme.

7. Commission Decision 2009/450/EC of 8 June 2009 on the detailed interpretation of the aviation activities listed in Annex I to Directive 2003/87/EC of the European Parliament and of the Council.

8. Commission Decision 2009/339/EC, amending Decision 2007/589/EC as regards the inclusion of monitoring and reporting guidelines for emissions and tonne-kilometre data from aviation activities.

9. Скрипниченко С.Ю., Плешаков А.И., Скрипниченко Ю.С. Определение квот выбросов диоксида углерода в свете задач Киотского протокола. //Сборник научных трудов ГосНИИ ГА №310. - М., 2008.

ANALYSIS OPPORTUNITIES MARKET MECHANISMS OF REDUCING GREENHOUSE GAS EMISSIONS IN AVIATION SECTOR ENTERPRISES OF THE RUSSIAN FEDERATION Taranichev A.A.


The article presents an analysis of basic market mechanisms to reduce greenhouse gas emissions in the aviation sector, currently in use in the world. Given the estimation of the most rational mechanisms for their use in the aviation sector of Russian Federation.

Сведения об авторе Тараничев Александр Александрович, 1986 г.р., окончил МИСИС (2008), инженер Авиационного экологического центра ГосНИИ ГА, область научных интересов – авиационная экология, выбросы парниковых газов в авиационном секторе.

СБОРНИК НАУЧНЫХ ТРУДОВ ГосНИИ ГА № УДК 662.769. КРИОГЕННО-ТОПЛИВНЫ Й АВИАЦИОННЫ Й КОМПЛЕКС КАК ОСНОВА ПРИМЕНЕНИЯ ЖИДКОГО ВОДОРОДА В ГРАЖДАНСКОЙ АВИАЦИИ С.К. ПОСТОЕВ, В.С. СТРЕЛЯЕВ Статья представлена доктором технических наук, профессором Шапкиным В.С.

В статье представлены результаты работ, проведенных в ГосНИИ ГА с использованием аналого сопоставительного метода исследования.

Ключевые слова: криогенно-топливный авиационный комплекс, жидкий водород, техническое обслужи вание, централизованная система заправки, гражданская авиация, аэропорт, воздушное судно В настоящее время проблемы энергетики приобретают необычную остроту. Дальнейший рост энерговооруженности требует увеличения добычи и транспортировки традиционных энергоисточников в огромных масштабах при одновременно возникших в настоящее время ограничениях ресурсного, регионального и экологического характера.

В связи с этим внимание исследователей и инженеров занимает проблема замены совре менных природных углеводородных топлив новыми видами топлив. Эта проблема актуальна и для гражданской авиации (ГА).

Одновременно нужно считаться с требованиями экономного расходования энергии и бе режного отношения к окружающей среде. К выбору нового вида топлива необходимо осто рожно подходить еще и потому, что решение должно приниматься на длительный период времени и находиться в соответствии с направлением развития общей энергетики.

В связи с этим одним из наиболее перспективных заменителей авиакеросина на дли тельную перспективу рассматривается жидкий водород (ЖВ). Водород является ценным хи мическим сырьем, хорошим энергоносителем и эффективным энергоаккумулятором (что особенно важно для атомной, солнечной и возобновляемой энергетики). Широкомасштабное использование водорода в различных отраслях создает мощную промышленную основу и является предпосылкой для перевода на водород различных транспортных средств, включая и воздушные суда (ВС) ГА. Со своей стороны применение водорода в авиации потребует разработки средств для производства, ожижения, транспортировки, хранения ЖВ в больших масштабах, что будет способствовать более динамичному развитию и явится качественно новым этапом развития водородной энергетики и технологии.

Жидкий водород по существу необходимо рассматривать не столько как топливо, в обычном понимании, сколько как ЭНЕРГОАККУМУЛЯТОР.

Первые практические шаги по применению ЖВ в авиации осуществлялись еще в сере дине 50-х годов прошлого столетия. В 60-х, 70-х годах значительное количество публикаций было посвящено проектам до-, сверх- и гиперзвуковых самолетов, использующих в качестве топлива ЖВ.

В нашей стране усилия по реализации проекта создания самолета на ЖВ привели к пер вым практическим результатам. В 1988 г. впервые в мире был осуществлен полет экспери ментального самолета Ту-155 с двигателем НК-88, использующим в качестве топлива ЖВ.

В ходе работ по реализации данного проекта были спроектированы и испытаны в усло виях полета не только отдельные агрегаты самолета и двигателя, но и функциональные авиа ционные системы, работающие в криогенной среде (топливная система, система контроля силовой установки, система заправки и дренажа, система регулирования и подачи ЖВ в дви гатель и др.).

С.К. Постоев, В.С. Стреляев Для обслуживания экспериментального самолета и выполнения испытательных работ на лётно-испытательной базе в г. Жуковском был создан авиационный криогенный комплекс.

Он состоит из системы заправки ЖВ, энергоснабжения, контроля качества ЖВ, средств по жаробезопасности и др.

Первые практические шаги по созданию самолета Ту-155 получили широкий между народный отклик и позволили провести ряд совместных работ российских авиационных ОКБ с зарубежными фирмами по созданию самолета и двигателя, работающего на ЖВ (проект Аэрбас А-300 (А-310), Дорнье-328).

Если рассматривать причины интереса к ЖВ как к авиационному топливу в динамике по времени, то можно выделить три основных этапа:

- в конце 40-х, в 50-е и в начале 60-х годов ХХ века - это военные доктрины;

- в 60-х, 70-х и в начале 80-х годов - опасение "энергетического кризиса" и ухудшение экологической обстановки;

- в 80-е и 90-е годы - резкое ухудшение экологической обстановки и поиск реальных заменителей существующих нефтяных топлив.

Несмотря на ослабление военного противостояния, в ряде технически развитых стран рассматриваются военные проекты по использованию ЖВ в качестве авиационного топлива.

Во многих работах по применению ЖВ рассматривались технические вопросы конст рукции самолета и двигателя, создание наземных комплексов, обеспечение безопасности, а также экономические аспекты. Однако неосвещенными оставались вопросы, связанные с технологическими аспектами в целом, то есть не собственно технология применения ЖВ на самолете или в наземных средствах, а технология применения водорода в рамках авиацион ной транспортной системы.

Для определения эффективности применения ЖВ в ГА необходимо рассмотрение всей технологической структуры от производства ЖВ до его использования на самолете. При этом под эффективностью необходимо рассматривать не только "энергетическую" эффективность, но и "экологическую", так как собственно сжигание водорода в двигателях самолета - это только одна из составных частей данной проблемы.

Этапы получения газообразного и жидкого водорода не имеют непосредственного от ношения к ГА, в большей степени они относятся к проблемам энергетики или водородной энергетики, тем не менее они существенно влияют на конечный результат деятельности ГА, экономические и экологические показатели применения ЖВ на ВТ.

При решении вопроса применения ЖВ в качестве топлива в ГА в силу специфических свойств ЖВ и значительных отличий физико-химических характеристик ЖВ от характери стик авиационного керосина необходим нетрадиционный подход.

При рассмотрении собственно самолета, переводимого на ЖВ, требования, предъявляе мые к самолету или его системам, качественные оценки эффективности и ряд других показа телей не смогут в полной мере отразить или обоснованно доказать преимущества и недостат ки ЖВ, отличительные черты, возникающие при переводе самолетов на ЖВ, а также особен ности летной эксплуатации и технического обслуживания таких самолетов в рамках авиаци онной транспортной системы. Следовательно, для решения вопроса применения ЖВ в ГА необходимо рассмотрение основных элементов ВТ в целом и комплексно, а не только, собст венно, ВС. На основе сравнительного анализа конструктивных проработок, исследования процессов технического обслуживания как при обращении с существующими авиатоплива ми, так и с ЖВ, отличий криогенных и углеводородных топлив были сформулированы ос новные требования и разработан структурный вариант подразделения, эксплуатирующий самолет на ЖВ, получивший название КРИОГЕННО-ТОПЛИВНЫЙ АВИАЦИОННЫЙ КОМПЛЕКС (КТАК), включающий: ВС, средства доставки, хранения и транспортировки ЖВ в аэропорту (а/п), наземное оборудование для обслуживания ВС и аэродромных средств, сис Криогенно-топливный авиационный комплекс… тему утилизации отработанных и дренируемых газов, а также организационное подразделе ние по взаимоувязке всех аэродромных и летных служб [1].

Структура КТАК явилась основой разработанных предложений о направлениях иссле дований по применению ЖВ на ВТ и снижению потерь ЖВ.

В рамках КТАК были рассмотрены: потребные объемы ЖВ для а/п ГА в случае полного или частичного перевода ВС на ЖВ, способы доставки, хранения и выдачи ЖВ на заправку (топливозаправщики и централизованная система заправки самолетов - ЦЗС), а также техно логические аспекты работы с ЖВ [2, 3]. По ряду полученных показателей прослеживается хорошая корреляция с данными работы [4].

В рамках проведенных исследований был определен вариант с максимальным коэффи циентом использования ЖВ (Кис=0.72-0.84), включающий: размещение ожижительного ком плекса в зоне а/п, применение системы ЦЗС с насосным способом подачи ЖВ.

Размещение ожижительной установки в зоне а/п, наряду со значительным сокращением потерь ЖВ, позволит также существенно уменьшить капитальные вложения в создание стан ций перелива, емкостей для транспортировки, стационарных хранилищ, пересмотреть ряд нормативных требований при работе с ЖВ и др. В дальнейшем могут быть разработаны спе циальные энергетические установки, обслуживающие крупные а/п страны (получение и ожижение водорода, выработка электроэнергии, тепла, утилизация отработанных газов для нужд а/п и т.п.).

Кроме того, при рассмотрении проблемы применения ЖВ на ВТ в рамках КТАК полу чено, что из значительного количества важнейших требований, присущих каждому этапу, можно выявить ряд основных, характерных для всех этапов и значительно влияющих как на частные решения в рамках одной составляющей, так и на общее решение проблем КТАК.

Таким определяющим фактором является температура ЖВ.

Применение "кипящего" или "переохлажденного" водорода оказывает существенное влияние как на конструктивные и схемные исполнения всех систем и составляющих КТАК (технологические, экономические аспекты), так и на проблемы обеспечения безопасности полетов. При этом температуру ЖВ необходимо рассматривать не только с позиций физиче ской величины, но и с позиций энергозатрат, а следовательно, и экономики.

Установлено, что при комплексном подходе одним из главных показателей эффективно сти применения ЖВ на ВТ является показатель эффективности, выраженный в расходе энер гии (энергетическая эффективность), т.к. ввиду большей общности он позволяет учесть зна чительное число факторов, влияющих на производство ЖВ, транспортировку, и достаточ но точно оценить основные этапы летной эксплуатации ВС, технического обслуживания, отработанность структуры всех аэропортовых и летных служб и в конечном итоге структуру КТАК.

Следовательно, чем меньше энергетических и материальных затрат будет при получении ЖВ и обращении с ним, тем меньше будет стоимость ЖВ и технологических операций, что влияет на конечный показатель воздушного транспорта (ВТ) – себестоимость воздушных перевозок.

Данный показатель будет более приемлем и при согласовании проблем ВТ с общими проблемами энергетики.

Важным этапом является решение организационных вопросов, связанных со взаимо увязкой всех аэродромных, летных и технических служб, с целью исключения задержек вы летов, сокращения стоянки ВС на земле, а следовательно, и снижения непроизводительных потерь ЖВ, материальных средств (азот, гелий), уменьшения трудоемкости обслуживания и нерациональному использованию наземных средств обеспечения. В настоящее время эта за дача также является актуальной, однако для ВС, использующих ЖВ, ее необходимо решать на значительно более высоком инженерном и организационном уровне.

С.К. Постоев, В.С. Стреляев Наряду с техническими и энергетическими вопросами, решаемыми в рамках КТАК, пре имущество такого подхода заключается еще и в том, что его структура позволяет произвести и экологическую оценку всей проблемы применения ЖВ в ГА.

Экологическая экспертиза всех этапов, связанных с производством газообразного и жидкого водорода, других криогенных продуктов, утилизацией отходов от переработки пер вичных источников энергии, необходимых для производства криогенного топлива и крио продуктов, а также этапов, связанных непосредственно с применением ЖВ на самолетах, в аэропорту и различных его структурах и т.п., позволит более полно представить преимуще ства и недостатки применения ЖВ в авиации.

Быстрый прогресс в области криогенной техники, передовой опыт, накопленный в РФ в рамках реализации программ "Энергия - Буран", "Самолет Ту-155 с двигателем НК-88", дают основания полагать, что внедрение ЖВ в авиации не встретится с неразрешимыми техниче скими и технологическими проблемами и может быть реализовано уже в первой половине XXI века.

ЛИТЕРАТУРА 1. Постоев С.К., Стреляев В.С. Структурная схема криогенно-топливного авиационного комплекса // Проблемы энергетики воздушного транспорта: Труды ЦИАМ, № 1272, 1989.

2. Постоев С.К. Конструктивные особенности наземного топливообеспечения жидким водородом аэро портов гражданской авиации. //Применение криогенных топлив в перспективных летательных аппаратах: Ма териалы III научно-технической конференции. – М.: ВВИА им. проф. Н.Е.Жуковского, 1996.

3. Постоев С.К., Домашенко А.М. Технологические особенности наземного топливообеспечения аэро портов гражданской авиации жидким водородом //Применение криогенных топлив в перспективных летатель ных аппаратах: Материалы III научно-технической конференции. –М.: ВВИА им. проф. Н.Е.Жуковского, 1996.

4. Korycinski P.E. “Air terminal and liquid hydrogen commercial air transport”, Int. Journ. Hydr. Energy, 1978, v.3, N2.

CRYOGENIG FUEL AVIATION COMPLEX AS THE BASIS FOR USING LIQUID HYDROGEN IN CIVIL AVIATION Postoev S.K., Streliaev V.S The article presents the results of work carried out in GosNII GA using the analog-comparative research method.

Сведения об авторах Постоев Сергей Константинович, 1955 г.р., окончил МИИГА (1980), кандидат технических на ук, старший научный сотрудник, начальник отдела ГосНИИ ГА, автор 50 научных работ, область научных интересов – эксплуатация воздушного транспорта, применение альтернативных топлив, поддержание лётной годности.

Стреляев Владимир Степанович, доктор технических наук, профессор, академик Российской международной инженерной академии, академик международной академии информатизации.

СБОРНИК НАУЧНЫХ ТРУДОВ ГосНИИ ГА № УДК 662.769«312/313»

СОВРЕМЕННОЕ СОСТОЯНИЕ И ВОЗМОЖНОСТИ ПЕРЕВОДА ВЕРТОЛЁТОВ И САМОЛЁТОВ РЕГИОНАЛЬНОЙ АВИАЦИИ НА АВИАЦИОННОЕ СКОНДЕНСИРОВАННОЕ ТОПЛИВО – АСКТ С.К. ПОСТОЕВ, В.П. ЗАЙЦЕВ Статья представлена доктором технических наук, профессором Шапкиным В.С.

В статье представлены материалы по проблеме перевода вертолётов и самолётов региональной авиации на АСКТ.

Ключевые слова: сжиженный нефтяной газ, авиационное сконденсированное топливо, опытно промышленный экземпляр вертолета, экологическая составляющая Проблемой использования на вертолётах топлива, получаемого при переработке природ ного и попутного газа в качестве альтернативы традиционному авиакеросину, авиационные институты – ЦАГИ, ЦИАМ, ГосНИИ ГА, ВНИИ «ПАНХ» занимаются около 30 лет, из них более 20 лет с участием нефтегазовой подотрасли в лице института «НИПИгазпереработка», ВНИИУС.

Применение газомоторного топлива в отечественной авиации изначально решалось как комплексное и многофункциональное, затрагивающее весь спектр задач – технических, эко номических, экологических, инфраструктурных, организационных, социальных. Не исключе нием явилось и разрабатываемое направление по созданию вертолётов, использующих в ка честве топлива пропан-бутановые фракции, получившие в дальнейшем аббревиатуру – АСКТ – авиационное сконденсированное топливо.

Одними из главных преимуществ данного направления являются:

- более низкая стоимость АСКТ по сравнению с авиационным керосином, особенно в местах нефтегазодобычи достигающая 200-700%, что существенно снижает себестоимость лётного часа;

- возможность получения АСКТ из нефтяного попутного газа, сжигаемого в факелах в местах нефтедобычи.

По данным 2008-2009гг, в факелах сжигалось примерно 25-40 млрд. м3 газа. На недопус тимость такого состояния неоднократно обращали внимание Президент и Премьер - министр России. Зарубежные эксперты оценивают потери примерно 50 млрд. м3.

В 1981 году (начало работ по АСКТ в ГА) было сожжено ~ 10,5 млрд. м3.

В 1 м3 нефтяного газа содержится ~ 150-300 грамм легкоконденсируемых углеводородов (пропан, бутан, пентан и т.п.). Следовательно, в факелах сжигается ~ 6 млн. тонн углеводоро дов, что сопоставимо с потреблением авиационного керосина всей ГА РФ.

Рассмотрим основные составляющие данной проблемы и степень их реализации.

Решение задач перевода вертолётов на АСКТ было начато в 1982 г. В период с 1982 г. по 1986 г. были подготовлены и начали реализовываться планы по созданию и испытанию экс периментального вертолёта Ми-8 ТГ, утвержденные Министерствами авиационной промыш ленности, гражданской авиации, нефтяной промышленности, Государственным комитетом по науке и технике, в том числе Постановлением Государственного комитета СССР по науке и технике № 500 от 28.11.86г. Комплексный, многофункциональный подход к решению и реа лизации данного проекта являлся приоритетным.

В результате выполнения постановления ГКНТ первый полёт экспериментального верто лёта на базе Ми-8Т, один из двух двигателей (ТВ2-117ТГ) которого работал на сжиженном нефтяном газе, осуществлён в 1987 г. В этом же году утверждены технические условия на АСКТ (ТУ39-1215-87).

С.К. Постоев, В.П. Зайцев При выполнении работ по оценке эффективности двухтопливного вертолёта были опре делены регионы, где наиболее полно могут быть реализованы преимущества от их внедрения.

В ходе успешной реализации первых этапов по созданию экспериментального вертолёта Ми-8ТГ в конце 1989 года был подготовлен проект постановления военно-промышленной комиссии при Совете Министров СССР, который предусматривал начало эксплуатации не менее 50 вертолётов Ми-8ТГ в Тюменском регионе с 1996 года, а также разработку модифи кации и государственные испытания вертолёта нового поколения Ми-38 на АСКТ.

К сожалению, в период согласования данного проекта постановления подошёл 1990 г., который перечеркнул практически все разделы данного документа и постановление в целом.

Несмотря на неполный объём финансирования с 1984 по 1990гг., отказ от дальнейшего оформления проекта постановления Совета Министров, работы по созданию вертолёта Ми-8ТГ и наземных средств топливообеспечения АСКТ, были продолжены.

Основными этапами реализации данного проекта являются:

- 1990 г. утвержденное МАП – МГА техническое задание на вертолёт Ми-8ТГ с двигате лями ТВ2-117ТГ;

- за период 1990 – 1992гг. были подготовлены и утверждены: пояснительная записка к эс кизному проекту («МВЗ им. М.Л. Миля») и заключение по эскизному проекту вертолёта Ми 8ТГ с двигателями ТВ2-117ТГ (НИИАвиапром, ЦАГИ им. проф. Н.Е. Жуковского, ЦИАМ им. П.И. Баранова, ЛИИ им. М.М. Громова, НИАТ, НИИУС, ВИАМ, НПП «Завод им. В.Я.

Климова», ГосНИИ ГА, ГосНИИ АН, ГПИ и НИИГА «Аэропроект», НПО ПАНХ). В рамках выполнения работ по созданию вертолёта Ми-8ТГ с двигателями ТВ2-117ТГ «МВЗ им. М.Л.

Миля» и НПП «Завод им. В.Я. Климова» подготовлены руководства по технической эксплуа тации вертолёта и двигателя. В 1991г. были уточнены технические условия на опытно промышленную партию АСКТ (ТУ-39-1547-91);

- в 1992 г. был завершён один из важнейших этапов по созданию двухтопливного верто лёта – проведена работа макетной комиссии по вертолёту Ми-8ТГ с двигателями ТВ2-117ТГ, подготовлен и утверждён Комитетом по оборонным отраслям промышленности и Департа ментом Воздушного транспорта Минтранса России Протокол макетной комиссии, в котором наряду с техническими вопросами было подчёркнуто: «п. 2.4. Учитывая актуальность про блемы и важность её реализации для экономики РФ, макетная комиссия считает необходи мым ускорить проведение работ по созданию вертолёта Ми-8ТГ, завершив постройку первого опытного образца в 1993 г.».



Pages:     | 1 |   ...   | 2 | 3 || 5 | 6 |   ...   | 7 |
 





 
© 2013 www.libed.ru - «Бесплатная библиотека научно-практических конференций»

Материалы этого сайта размещены для ознакомления, все права принадлежат их авторам.
Если Вы не согласны с тем, что Ваш материал размещён на этом сайте, пожалуйста, напишите нам, мы в течении 1-2 рабочих дней удалим его.