К вопросу обеспечения безопасности полетов в условиях обледенения

2011

НАУЧНЫЙ ВЕСТНИК МГТУ ГА

№ 172

УДК 629.735.015

К ВОПРОСУ ОБЕСПЕЧЕНИЯ БЕЗОПАСНОСТИ ПОЛЕТОВ В УСЛОВИЯХ ОБЛЕДЕНЕНИЯ

В.И. ШЕВЯКОВ

Статья представлена доктором технических наук, профессором Ципенко В.Г.

Излагаются вопросы достоверного определения параметров потока в условиях обледенения. Приводится методика учета геометрических параметров ВС при оценке параметров потока. Предлагаются новые подходы к проведению летных испытаний в естественных условиях обледенения.

Ключевые слова: безопасность полетов, обледенение, достоверность показаний датчиков водности.

Обеспечение безопасности эксплуатации авиационной техники является важнейшей задачей. Как показывает статистика, значительная часть происшествий происходит по причине обледенения воздушного судна (ВС), поэтому учет последствий обледенения необходим еще на этапе проектирования и проведения летных испытаний (ЛИ) ВС. Это невозможно сделать без достоверного определения метеорологических условий обледенения. Отрицательное влияние обледенения может проявляться как на изменении аэродинамических характеристик (АДХ) ВС, так и на ухудшении функционирования системы воздушных сигналов (СВС) из-за неправильных показаний обледеневших датчиков полного давления, статического давления, температуры, а также датчиков углов атаки. Обледенение силовых установок является самостоятельным вопросом большой важности и в настоящей статье не рассматривается.

1. Условия обледенения при определении АДХ

Изменение АДХ в условиях обледенения проявляется в первую очередь в снижении несущих свойств крыла, увеличении лобового сопротивления ВС и снижении эффективности управляющих поверхностей. Степень изменения АДХ зависит от размеров и формы ледяных отложений, образующихся на крыле, оперении, фюзеляже. Дозвуковые транспортные самолеты, имеющие право эксплуатироваться в условиях обледенения, должны удовлетворять определенным требованиям [1]. В регламентирующих документах определены внешние атмосферные условия, в которых должны быть способны эксплуатироваться эти самолеты. В зависимости от этих условий расчетным путем определяются формы и размеры ледяных отложений, реализуемые затем в имитаторах льда для проведения ЛИ по определению АДХ. Практическое подтверждение соответствия расчетных форм и размеров ледяных отложений реальным происходит в ЛИ в естественных условиях обледенения (ЕУО). Проведение ЛИ в ЕУО сопровождается установкой на самолет специального оборудования, позволяющего определить реальные атмосферные условия (датчик водности, измерительный цилиндр, датчик температуры), а также специальных шаблонов на крыле и оперении для визуализации образующихся ледяных наростов. Измерительный цилиндр по форме образующегося на нем льда позволяет оценить размер водяных капель в набегающем потоке, датчик водности - содержание воды в единице объема потока. Эти значения непосредственно влияют на достоверность подтверждения соответствия расчетных форм льда формам, полученным в ЛИ в ЕУО.

2. Условия обледенения для датчиков СВС

Как показывает статистика авиационных происшествий, значительное их число происходит из-за случаев обледенения датчиков СВС. Особенно опасно обледенение датчиков полного давления, когда экипаж не имеет информации о скорости полета. Для предотвращения обледенения датчики имеют противообледенительную систему (чаще всего электрическую), эффективность которой должна быть достаточной для нормального функционирования датчика. В подтверждение этого, каждый из датчиков должен быть сертифицирован для использования на конкретном самолете, предварительно пройдя стендовые испытания в условиях обледенения при заданных режимах. Режимы определяются как их продолжительностью, так и конкретными значениями углов атаки, скорости набегающего потока, температуры, водности.

При задании величины водности возможны два подхода:

1. Величина водности при испытаниях датчика равна величине водности набегающего потока в реальном полете.

2. Величина водности при испытаниях датчика равна величине водности в зоне расположения датчика в реальном полете.

Первый подход - традиционный, применялся в отечественной авиации в советское время и применяется до настоящего времени в российской авиации. В его пользу говорит малое число авиапроисшествий с советскими самолетами в условиях обледенения.

Второй подход применяется в Европе и признан БАБА при сертификации самолетов.

На то, что первый подход, при котором водность в зоне расположения датчика принимается равной водности набегающего потока, требует уточнения, показывает даже следующий примитивный пример.

Рассмотрим обтекание самолета при определенной водности набегающего потока. Для простоты считаем поперечное сечение фюзеляжа самолета круглым, и угол атаки примем равным нулю. Все водяные капли, находящиеся в потоке перед фюзеляжем, будут вытеснены наружу и вокруг фюзеляжа должна образоваться зона с повышенным содержанием водяных капель. Формально, если не учитывать процессов, связанных с увеличением местной скорости потока, "смачиванием" поверхности фюзеляжа и т.д., толщина этой зоны прямо пропорциональна диаметру фюзеляжа: фюзеляж "вытесняет" наружу все капли из площади набегающего потока, равной площади сечения фюзеляжа лЯ12. Эти капли располагаются в кольце вокруг фюзеляжа

(рис. 1). Площадь этого кольца равняется площади се-

2 2 2 чения фюзеляжа: лЯ2 - = , т.е. Я2 ~ 1,41-Я1.

Т.е. в кольце толщиной 0,41 Я1 к "собственной" водности потока добавляется водность из области, вытесненной фюзеляжем. Если водность вне кольца принять за 1, то водность в кольце должна быть равна 2. Учитывая же увеличение местной скорости потока при обтекании фюзеляжа, согласно закону Бернулли, будет происходить "поджатие" кольца и значение местной водности Рис. 1

должно еще более возрасти.

Для более точной оценки распределения водности потока вокруг фюзеляжа проведены расчеты обтекания самолета типа 881-100 с моделированием водности набегающего потока [2]. Использовалась программа EWT. Методика расчетов основана на алгоритмах, изложенных в [3, 4]. Исследованы различные режимы полета, отличающиеся числом Маха набегающего потока, углом атаки самолета, диаметром капель. Капли моделировались сферами. Водность определя-

лась как концентрация капель в единице объема. Пример расчета обтекания с визуализацией траекторий движения водяных капель приведен на рис. 2.

Рис. 2

В результате проведенных исследований получены значения относительной водности потока в зонах расположения датчиков (принятый термин в Европе - коэффициент "оуегсопсеп1ха1;юп").

На рис. 3 приведены результаты расчетов изменения относительного значения водности (по сравнению с водностью набегающего потока) в зависимости от расстояния до поверхности фюзеляжа в местах расположения датчиков, установленных по бокам фюзеляжа. Датчики 1 и 2 располагались в середине носовой части, датчики 3 и 4 - дальше по потоку, на цилиндрической части фюзеляжа.

Рис. 3

Видно, что для разных датчиков распределение водности различно. Из этих распределений можно сделать вывод о существовании нескольких областей с существенно различной водностью.

Первая область - с практически нулевой водностью ("Зона "0"). Она располагается в непосредственной близости от фюзеляжа и представляет собой пространство, свободное от водяных капель. Физически это объяснимо центробежными силами, действующими на капли при обтекании зон поверхности фюзеляжа со значительной кривизной (носовая часть фюзеляжа), а также вытесняющим влиянием толстого пограничного слоя (цилиндрическая часть фюзеляжа).

Вторая область - с водностью, практически совпадающей с водностью набегающего потока ("Зона "1"). Эта область располагается в данном случае (диаметр фюзеляжа порядка ~ 3500 мм) на расстоянии 700 мм ^ 800 мм от поверхности фюзеляжа. Физически это объясняется уже относительно малым влиянием фюзеляжа на характеристики набегающего потока. Небольшие отличия значений водности от 1 - погрешности вычислений, составляющие порядка 3 % - 4 %.

Третья область - с водностью, превышающей водность набегающего потока, и находящаяся между двумя первыми областями ("Зона "2"). Физическое объяснение повышенной водности очевидно - все капли из зоны "0" были "вытеснены" именно в зону "2". С практической точки зрения именно зона "2" представляет наибольший интерес.

В расчетах для зоны "2" было получено увеличение водности по сравнению с водностью набегающего потока более чем в 1,5 раза. Причем при увеличении диаметра капель с 20 мкм до 100 мкм это расчетное значение составляло 2,7 и выше, что, видимо, объясняется более значительным влиянием сил инерции для больших капель.

В том случае, если датчик СВС имеет такой размер, что выходит в зону "2", его функционирование в условиях обледенения усложняется из-за повышенной водности. Датчик должен быть работоспособен в этих условиях, что должно быть подтверждено соответствующими стендовыми испытаниями. В подавляющем большинстве случаев испытания проходят лишь датчики полного давления и датчики углов атаки, так как датчики статического давления практически не подвергаются обледенению, а для датчиков температуры обычно приводят инженерный анализ, показывающий, что его обледенение не приводит к существенным последствиям в полете.

Так как чаще всего датчики испытываются изолированными, то должны быть смоделированы условия обтекания каждого датчика на реальном самолете: число Маха, угол атаки, температура, водность (по европейским нормам - с учетом коэффициента "overconcentration"). Угол атаки датчика в испытаниях равен местному углу атаки датчика на самолете, который зависит как от режима полета, так и от места расположения датчика. Для его определения используется расчет обтекания самолета с построением поля скоростей у поверхности. Направление местной скорости потока в зоне расположения датчика определяет его местный угол атаки. В этой же области, с учетом геометрических размеров датчика, определяется местное значение водности. Датчики углов атаки (флюгарки) испытываются, естественно, при нулевом угле атаки, но характеристики водности определяются аналогично, с учетом угла атаки самолета.

3. Определение водности потока при испытаниях в ЕУО

При проведении ЛИ в ЕУО одной из основных задач является демонстрация соответствия форм и размеров ледяных отложений, определенных расчетными методами, формам и размерам льда, получаемым в реальных условиях. Для этого требуется точное определение реальных параметров потока: скорости, температуры, водности, диаметра капель.

Определение водности производится датчиком водности, обычно устанавливаемом на цилиндрической части фюзеляжа самолета на фальшиллюминаторе. Для такого его размещения был произведен расчет распределения относительной водности в зависимости от выдвижения датчика в поток (на рис. 3 - датчик 4). Реальное расстояние от поверхности фюзеляжа для используемого датчика водности в испытаниях самолета SSJ-100 - порядка 250 мм. Для этого расстояния расчетная относительная водность близка к 1, т. е. расположенный в данном месте датчик водности такого размера довольно точно определяет значение водности набегающего потока. Однако использование датчика водности другого размера дало бы результат, существенно отличный от 1. Например, при расположении датчика водности ближе 200 мм от поверхности фюзеляжа регистрируемая им водность была бы около 0, а на расстоянии ~ 350 мм от фюзеляжа в 1,7 раза превышала водность набегающего потока. Аналогичная проблема может возникнуть при использовании "стандартного" датчика водности на самолетах с различным

диаметром фюзеляжа. В частности, из расчетов следует, что для широкофюзеляжных самолетов необходимо использовать датчики водности на более длинной опоре.

Представленные результаты получены расчетным путем и требуют экспериментального подтверждения.

ЛИТЕРАТУРА

1. Авиационные правила. Часть 25. Нормы летной годности самолетов транспортной категории (АП-25).

- Межгосударственный авиационный комитет, 2004.

2. Лысенков А.В., Терехин В.А., Шевяков В.И. Расчетная оценка характеристик потока вблизи фюзеляжа в условиях обледенения. Материалы XXII научно-технической конференции по аэродинамике // Труды ЦАГИ.

- 2011. - С. 102 - 103.

3. Босняков С.М. Практические аспекты решения задач внешней аэродинамики двигателей ЛА в рамках ос-редненных по времени уравнений Навье-Стокса // Труды ЦАГИ. - 2007. - Вып. 2671.

4. Лысенков А.В. Методология численного моделирования процесса попадания посторонних предметов в двигатель гражданского самолета на режиме взлета // Труды ЦАГИ. - 2007. - Вып. 2671.

RELATING TO FLIGHT SAFETY IN ICE CONDITIONS

Shevyakov V.I.

There are issues relating to trustworthy determination of airflow parameters under ice conditions. It contains the methods for aircraft geometric characteristics to be taken into account while assessing airflow parameters. It contains new approaches to flight tests campaign to be carried out under natural ice conditions.

Key words: flight safety, icing, credibility of water-content sensors.

Сведения об авторе

Шевяков Владимир Иванович, 1955 г.р., окончил МГУ им. Ломоносова (1978), кандидат технических наук, заместитель начальника департамента аэродинамики ЗАО "Гражданские самолеты Сухого", докторант МГТУ ГА, автор 18 научных работ, область научных интересов - практическая аэродинамика.