Аппараты на воздушной подушке на основе конверсии транспортных самолетов тема автореферата и диссертации по механике, 01.02.05 ВАК РФ
|
Игнатьев, Владимир Васильевич
АВТОР
|
||||
|
доктора технических наук
УЧЕНАЯ СТЕПЕНЬ
|
||||
|
Владивосток
МЕСТО ЗАЩИТЫ
|
||||
|
1993
ГОД ЗАЩИТЫ
|
|
01.02.05
КОД ВАК РФ
|
||
|
|
||||
ПРЕЗИДИУМ ДАЛЬНЕВОСТОЧНОГО ОТДЕЛЕНИЯ АКАДЕМИИ НАУК РОССИИ
РГ8 ОД
2 7 №93 На правах рукописи
УДК 629.124.9.039.002.54
ИГНАТЬЕВ Владимир Васильевич
АППАРАТЫ НА ВОЗДУШНОЙ ПОДУШКЕ НА ОСНОВЕ КОНВЕРСИИ ТРАНСПОРТНЫХ
САМОЛЕТОВ
(01.02.05 — Механика жидкости, газа и плазмы.
05.07.02 — Проектирование и конструкция летательных аппаратов)
Автореферат
диссертации на соискание ученой степени доктора технических наук
Владивосток, 1993 г.
Работа выполнена в лаборатории нетрадиционных видов транспорта ИАПУ ДВО РАН и Самарского технического университета,
ОФИЦИАЛЬНЫЕ ОППОНЕНТЫ:
— д. т. п., профессор Тарасов Ю. Л.,
— д. т. п., профессор Лаврушин Г. А.,
— д. т. н., Тарануха Н. А,
Ведущая организация — ИТФ СО РАН. < чЗс
Защита состоится —199^г.
на совместном заседании ССД 0и2.06.07 при Президиуме Дальневосточного отделения РАН по адресу: 690032. г. Владивосток, улица Радио, 5, ИАПУ ДВО РАН.
С диссертацией можно ознакомиться в библиотеке Института автоматики и процессов управления (ИАПУ) ДВО РАН.
Автореферат разослан 993 г.
Ученый секретарь д. физ.-мат, наук, профессор / у^г Буренин А. А.
кононаческио оценки в абсолютном зыршяетш дз.ш в знссс года
ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА РАБОТЫ
Актуальность. Создание высокопроизводительной и экологичной транспортной техники, способной круглогодично работать в условиях Крайнего Севера, является важной научно-технической проблемой, от решения которой в значительной степени зависит эффективность хозяйственного освоения Сибирского Севера и Дальнего Востока страны.
Как известно, сложность транспортного освоения огромных территорий этих регионов обусловлена с одной стороны низкой плотностью населения, с другой — суровыми природно-климатическими условиями. Эти факторы, в основном, определяют значительное удорожание строительства шоссейных и железных дорог, аэродромов, а также более низкую, чем в других регионах, эффективность капиталовложений в транспортную сеть. Так, например, стоимость шоссейной дороги на Ямале составляет более 1,5 млн. руб. км~' и выше. Кроме того, нужно учесть во что обходится в этих условиях эксплуатация дорог, а также последствия масштабного вмешательства в экосистему, неизбежного при строительстве дорог с твердым покрытием.
Из этого рассмотрения напрашивается вывод о важности исследований и разработок транспортных машин на новых физических принципах поддержания транспортной массы над дорожным полотном и создания на их основе принципиально новых видов транспортной техники. Одним из таких перспективных видов транспорта являются аппараты на воздушной подушке (АВГ1) и, в частности, основанные па этом принципе амфибийные суда (СВП), с номощыо которых проведены успешные эксперименты, подтвердившие перспективность АВП в качестве транспорта для Арктики. В настоящее время СВП получили значительное развитие, а их строительство за рубежом фактически оформилось в самостоятельную отрасль.
Однако, отдавая должное достижениям ' этой новой технической области, нельзя не видеть недостатки, которые проявились при опытной эксплуатации СВП и которые обуслов-
1
лены их судовой архитектурой. В частности, СВП имеют недостаточную энерговооруженность для движения по пересеченной местности, что усложняет их применение вдали от водных путей, а также в межнавигационный период, они подвержены обледенению и не удовлетворяют требованиям по климатическому исполнению. Кроме того, себестоимость их чрезвычайно высока, а организация производства в необходимых количествах для народного хозяйства равнозначна созданию самостоятельной отрасли, что малореально в ближайшее десятилетие.
Альтернативу СВП могут составить транспортные АВП на основе самолетной концепции, предложенной нами в 1983 г. В основу 'атоц концепции положено представление об АВП как о летательном аппарате (ЛА), совершающем движение вблизи поверхности со скоростью близкой к скорости взлета пли посадки самолетов. Это позволяет рассматривать АВП не только как самостоятельный тип машины, но и как вариант конверсии самолета в наземное транспортное средство. При таком подходе к технологии АВП значительно снижаются материальные затраты как на разработку АВП по техническому уровню, соответствующему уровню самолета-прототипа, так и па его производство, даже при малой серии.
Важным преимуществом самолетной концепции является возможность производства АВП на основе снятых с летной эксплуатации транспортных самолетов, парк которых значителен, ц в настоящее время проблема цх рациональной ликвидации, как сложного комплекса, решается далеко не лучшим образом. Например, па основе конвертирования только самолетов Ан-24, Ан-26, Ан-8, Ан-12, Ан-22, снятие которых с эксплуатации в связи с переоснащением транспортной авиации, а также исчерпанием установленного летного ресурса, начинается уже в этой пятилетке, могут быть созданы АВП с полным полетным весом от 20000 до 200000 кгс для выполнения перевозок в субарктических ■ и арктических регионах тех же грузов, что и самолетом-прототипом. Благодаря этому проблема улучшения транспортного обеспечения может быть решена при значительно меньших капиталовложениях, без существенного увеличения производства специального проката, оборудования, двигателей и т. п., чем с применением СВП. Сложившаяся же технология эксплуатации авиационной техники, преемственность транспортных форм, что важно в условиях Севера, где значительный по объему завоз грузов обеспечивается авиацией, позволит в кратчайшие сроки решить проблему внедрения АВП и в комплексе с другими видами 2
транспортных средств наладить регулярное транспортное обеспечение огромных территорий.
Целью работы я вляется разработка научных основ конверсии самолетов с турбовинтовыми двигателями, в том числе выработавших летный ресурс, в транспортные АВП, по потребительским свойствам отвечающих условиям эксплуатации в особых природно-климатических условиях Крайнего Севера. Решение данной проблемы основывается на представлении об АВП как специальном типе ЛА, совершающего полет вблизи экрана с малой прочностью подстилающего слоя.
Научная новизна. Решена крупная научная проблема, имеющая важное народно-хозяйственное значение, состоящая в разработке самолетной концепции конструирования и производства транспортных аппаратов на воздушной подушке, по своим технико-экономическим и экологическим параметрам удовлетворяющим условиям применения в транспортной системе Севера и Северо-Востока страны. Для этого сформулированы и решены следующие задачи:
— основываясь на литературных данных но проблеме освоения Севера и Северо-Востока страны, исследованиях ав-
, тора по разработке самолетного шасси на воздушной подушке, обоснована целесообразность применения АВП для улучшения транспортного обеспечения регионов пионерного освоения, сконструированных па принципах самолетной концепции;
— разработана, обоснована теоретически и на физических моделях внешняя и внутренняя компоновка транспортных АВП на основе конверсии самолетов с ТВД;
— используя принципы весового проектирования самолетов, введен критерии равной весовой эффективности конструкции АВП с самолетом-прототипом и показана его реализуемость как в случае конверсии самолетов с двух- так и четырех- дзпгатет.ко:" стопой установкой;
— г, связи с тем, что традиционная схема создания воздушной подушки с ппзконапорпым вентилятором из-за сложности ее реализации делает задачу конверсии самолетов практически неразрешимой, разработана схема подъемно-марше-во," системы на основе эжекторного усилителя реактивной тяги выполненного ТВД одновальной схемы;
— разработана математическая модель «чистого» висения АВП с камерной схемой воздушной подушки и конвертированными ТВД и пычислнтсльпая программа для ЭВМ;
в результате вычислительного эксперимента, натурных исследовании эжектошюй подъемно-маршевой системы на основе ТВД типа АИ-24, доказана практическая реализуемость
такой схемы при конверсии самолетов с двухдвигательной силовом установкой, сделано обобщение на случай конверсии самолетов с четырьмя ТВД, определен« геометрические параметры эжекторпого усилителя тяги, при которых обеспечиваются заданные параметры АВП;
— используя общие подходы к исследованию летно-техни-чсских характеристик самолетов, методы расчета аэродинамических характеристик ЛА и теорию работы воздушного винта, построена математическая модель квазиустаповивше-гося движения АВП с камерной схемой воздушной подушки и ежекторнон подъемно-маршевой системой, разработана программа моделирования на ЭВМ;
— в результате численного моделирования летно-техни-ческих характеристик АВП на основе конверсии самолетов с двух- и четырехдвигательноп силовой установкой доказана более высокая топливная эффективность АВП по сравнению с вертолетами как в случае использования воздушных винтов в туггпеле, так и при использовании свободных винтов;
— для исследования движения АВП над экраном произвольного профиля записаны уравнения, в которых определяющие соотношения на опорах представлены по аналогии с аэродинамикой в виде поляры, устанавливающей связь между векторами обобщенных реакций опор и скорости движения;
— решены задачи о разгоне и торможении при полном и частичном отрыве от экрана п о маневре АВП в горизонталь-гон плоскости без крена;
— разработана методика расчета и вычислительная программа по определению производственной эффективности АВП на основе самолетной концепции для трех вариантов производства: специально разработанного под авиационную технологию аппарата, совместного произвоства самолета-прототипа и АВП на основе его конверсии и производства АВП с использованием выработавших летный ресурс планера и двигателей;
— разработана методика и программа расчета на ЭВМ экономической эффективности применения АВП на принципах конверсии самолетов и исследована эффективность при-, меионня аппаратов различного весового класса при перевозке пассажиров и грузов в шести регионах потенциального применения.
Метои.ы исследования. Исследование летно-технических и технико-экономических характеристик АВП, основанных на принципах конверсии самолетов выполнено теоретически с 4
применением методов аэродинамического расчета ЛА, теории воздушных винтов, теории авиадвигателей, динамики полота, теории проектирования ЛА с широким использованием ЗВМ для установления связей между конструктивными и выходными параметрами АВП. Для комплексной оценки концепции АВП к а принцип;]." конверсии самолетов спроектирован и построен экспериментальный аппарат на основе выработавшего устзковлеииыЗ летный ресурс самолета Ан-24 Б с двигателями АИ-24, па котором выполнен ряд экспериментов. :
Практическая и социальная значимость исследований состоит г. том, что на основе разработанной самолетной концепции конструирования и производства АВП в течение 3—5 лет может быть решена проблема улучшения транспортного обеспечения большого региона о особыми природно-климатическими и экологическими условиями, например, в районах освоения газовых месторождений па полуострове Ямал, т. к. внедрение АВП делает ненужным строительство дорогостоящей и экологически опасной железной дороги; в бассейнах рек Западной Якутии: Анабар, Лены и других без значительных затрат на дорожное строительство. Причем, проводимая в настоящее время конверсия оборонных предприятий, располагающих необходимой производственной базой, в том числе аэродромами и ангарами, наличие большого парка транспортных самолетов различного взлетного веса, уже длительное время находящихся в эксплуатации, для решения этой проблемы делают ненужным создание специальной отрасли для производства АВП по образцу других стран.
Помимо эффекта, связанного с улучшением транспортного обеспечения регионов пионерного освоения, важным является качественное .изменение состава персонала на транспорте и уменьшение его численности, обусловленное значительно более высокой производительностью АВП по сравнению с лругом вездеходной техникой.
Впервые предложен и научно обоснован способ рационального использования отработавших летный ресурс или снятых по другой причине с летной эксплуатации особослож-пых авиационных конструкции.
Разработанный и построенный для экспериментальных целен аппарат АВП-20Э го техническим параметрам не имеет "налогов п, после выполнения всего комплеска исследований, может быть рекомендован к серийному производству.
Разработанные в диссертации расчетно-теоретпческое обеспечение, а также комплекс вычислительных программ, за-
писанных на языке программирования высокого уровня, могут использоваться в практике проектирования АВП на основе самолетной концепции, конструкций СВП, а также в технико-экономических исследованиях.
По,оценкам С. М. Пьяных (ЦНИИЭВТ), если АВП .позволят подняться вверх по руслам рек всего на 100 км и вожмут на себя 10% объема перевозок, осуществляемых по автозимникам, то экономический эффект только по Западной Якутии составит 85120 млн. руб. в год.
Апробация работы. Результаты работы докладывались, обсуждались и были одобрены на Всесоюнзых конференциях, совещаниях и семинарах, в том числе: научно-техническом Совете Минвуза РСФСР (Москва, 1984 г.), секции прикладных проблем АН СССР (Москва, 1984 г.), координационном Совете СО АН СССР по проблеме развития тюменского нефтегазового комплекса (Новосибирск, 1984 г.), 1-ой Всесоюзной конференции «Развитие производительных сил Сибири и задачи ускорения научно-технического прогресса» (Новосибирск, 1985 г.), координационном Совете СО АН СССР по проблеме развития транспорта Сибири (Новосибирск, 1986 г. и Иркутск, 1987 г.), Всесоюзной конференции по нетрадиционным видам транспорта (Томск, 1986 г.), координационном Совете по транспорту при Томском ОК КПСС (Томск, 1987 г.), научно-техническом Совете управления Ар-ктикнефтегазстрой (Надым, 1988 г.), научно-техническом Совете управления Тюмсньгазоиром (Тюмень, 1988 г.), П-ой Всесоюзной конференции «Развитие производительных сил Сибири и задачи ускорения научно-технического прогресса» (Томск, 1990 г.), Головном Совете Минвуза РСФСР по надежности конструкций (Куйбышев, 1990 г.).
Разработки по теме диссертации демонстрировались на Международных, Всесоюзных, региональных выставках, в том числе: Международной осенней ярмарке (Лейпциг, ГДР, 1986 г.), Международной выставке научных достижений вузов СССР (Хельсинки, Финляндия, 1988 г.), Международной торговой выставке (Новосибирск, 1990 г.), Всесоюзной выставке «Ученые Поволжья народного хозяйству СССР» (Москва, ВДНХ СССР, 1989 г.) — удостоена двух серебряных медалей, Областной ярмарке идей (Тюмень, 1988 г.), Областной выставке «Ученые вузов народного хозяйству» (Куйбышев, 1989 г.).
В 1985 г. работа включена в региональную программу государственного значения «Сибирь», раздел «Транспорт Сибирского Севера», п. 06.04.01., а также комплексную программу Минвуза РСФСР «Надежность конструкций».
В диссертации учтены мнения многих ведущих ученых, чьи научные интересы связаны с решением проблем Сибирского Севера.
Публикации. По результатам исследовании опубликовано 25 научных работ, в том числе 6 зарубежных патентов, 9 авторских свидетельств.
Структура и объем работы. Диссертация состоит из введения, шести разделов, заключения, списка литературы и 4 приложении, содержащих программы для ЭВМ и протокол испытаний экспериментального аппарата АВП-20Э.
Работа содержит 249 страниц машинописного текста, 96 рисунков, 7 таблиц, 137 наименований литературы. Общий объем работы составляет 310 страниц.
КРАТКОЕ СОДЕРЖАНИЕ РАБОТЫ : Введение
Во введении. показано, что интенсивное,освоение субарктических и арктических регионов Спбпрп, обусловленное огромными запасами природных ископаемых на контннепте и прилегающем к нему морском шельфе, в последнее десятилетие выдвинуло как проблему первостепенной важности создание специализированной для этих регионов транспортной техники. Это вызвано тем, что традиционная транспортная техника на основе колесного или гусеничного движителя здесь малопроизводительна, не удовлетворяет требованиям экологии, а дорожное строительство требует больших капитальных вложений и, в свою очередь, может вызвать глобальные нарушения равновесия природного комплекса на огромной территории.
Радикальный путь решения транспортной проблемы этого региона состоит в создании для него принципиально нового вида транспортной техники, например, аппаратов на воздушной подушке (АВП). Эффективность принципа воздушной подушки (ВП) для поддержания транспортной массы над дорожным полотном в машинах, предназначенных для эксплуатации в особых природно-климатических условиях, была подтверждена экспериментально еще в конце 60-х годов у нас в стране и за рубежом. Так, в СССР инженером Казаковым Ю. Н. по программе, разработанной при участии автора данной работы, были проведены эксперименты с конечной целыо создать взлетно-посадочное устройство на воздушной
подушке в Антарктиде в составе XVI Советской антарктической экспедиции (1969 г.) на специальном буксируемом стенде, в районе станции Молодежной. Практически в то же время и с той же целью американскими исследователями на Канадском Севере в долине р. Маккензн был проведен комплекс исследовании на амфибийном СВП БК.5, который участвовал до этого в боевых действиях во Вьетнаме.
Успешные эксперименты в первую очередь американских исследователей, наличие уже в то время за рубежом нескольких типов амфибийных судов, оптимистические результаты технико-экономических изысканий создали представление о безалтернативности СВП как универсальному виду транспорта для,Сибирского Севера.
Действительно, в настоящее время в СССР и за рубежом накоплен значительный опыт разработок и строительства боевых СВП, а строительство коммерческих судов в ведущих в этой области странах Франции и Великобритании фактически оформилось в самостоятельную отрасль: В СССР строительство транспортных СВП еще находится в стадии разработок. Если же исходить из'прогнозируемой ИКТП при Госплане СССР потребности в СВП в количестве 300—400 единиц с транспортной массой 40-^-400 тс, то для решения транспортной проблемы Сибирского Севера необходимы капитальные вложения эквивалентные созданию самостоятельной отрасли машиностроения, что нереально в обозримом будущем. Поэтому необходим поиск альтернативных решении.
Такую альтернативу СВП как .круглогодичному транспорту Сибирского Севера с некоторым ограничением иа эксплуатацию в летний период могут составить транспортные АВП на основе предложенной нами в 1983 г. самолетной концепции, т. к. в ее основу положен ресурсосберегающий подход на всех этапах от разработок до регулярной эксплуатации. На этой базе обоснована актуальность темы, и сформулирована вышеизложенная цель работы, д л я дост и ж с н и я которой были поставлены и решены следующие задачи:
1. Основываясь на литературных данных по проблеме освоения Севера и Северо-Востока страны, исследования автора по разработке самолетного шасси на воздушной подушке, обоснована целесообразность применения АВП для улучшения транспортного обеспечения регионов пионерного освоения, сконструированных на принципах самолетной концепции.
2. Разработана, обоснована теоретически и на физических моделях внешняя и внутренняя компоновка транспортных АВП на основе конверсии самолетов, в том числе выработавших летный ресурс. Используя принципы весового проекги-8
рбвания самолетов,выведен критерий равной весовой эффективности конструкции АВП с самолетом-прототипом и показана его реализуемость.
3. Для самолетной концепции АВП принципиальным вопросом является выбор источника газа для образования воздушной подушки. Традиционная схема с низконапорным вентилятором из-за сложности ее реализации делает задачу конверсии самолетов практически неразрешимой. В связи с этим разработана схема подъемно-маршевой системы на основе эжасторного усилителя реактивной тяги выполненного ТВД одговальной схемы. Для обоснования предложенной схемы разработана математическая модель «чистого» висения АВП с камерной схемой воздушной подушки и конвергированными 1ВД и вычислительная программа для ЭВМ. В результате вьчислительного эксперимента, а также натурных нсследо-ванн! эжекторной подъемно-маршевой системы на основе ТВД типа АИ-24, доказана практическая реализуемость такой с<емы при конверсии самолетов с двухдвигательной силовой установкой, сделано обобщение на случай конверсии самолетов с четырьмя ТВД, определены геометрические параметр эжекторного усилителя тяги, при которых обеспечи-ваюта необходимые параметры АВП.
4. С целью оценки технических характеристик АВП на основе самолетной концепции, используя общие подходы к исследованию летно-техническнх характеристик самолетов, методы расчета аэродинамических характеристик ЛА и теорию раЗоты воздушного впита, сформулирована математическая мшель квазиустаношшшегося движения АВП с камерной схелой воздушной подушки и эжекторной подъемно-маршевой шетемы, разработана программа моделирования на ЭВМ.
В раультате проведенных исследований получены оценки локальшх и интегральных ЛТХ АВП, показана целесообразность использования в конструкции конвертированных воз-душныхвинтов без туннеля.
5. В «вязи с недостаточной изученностью динамики движения ABU над экраном произвольного профил я составлены уравнения движения АВП по пересеченной местности. При этом осювное внимание уделено построению определяющих соотнонгешп на опорах АВП при его движении как с полным, так и с частичным отрывом от экрана. Соотношения представлены по аналогии с аэродинамикой в виде поляры, устанавливающей связь между векторами обобщенных реакций опор и скорост1 движения.
6. Исследование динамики АВП в общем случае по сложности не уступает задачам исследования динамики пространственного движения самолета и представляет самостоятельный раздел аэромеханики. Поэтому в данной работе решена! только частные задачи: о разгоне и торможении при полном и частичном отрыве от экрана, а также задача о маневре АВЛ в горизонтальной плоскости, имеющие важное значение да я оценки технических характеристик АВП на основе самолст-ной концепции. Для построения математических моделей рдз-гона и торможения, тяга, создаваемая воздушным витом представлена в виде разложения в ряд по скорости, что дает возможность проинтегрировать уравнения движения в квадратурах. Для этих случаев движения разработала программа моделирования на ЭВМ и выполнен комплекс расчетов по определению динамических характеристик. ;
7. На основе проектировочных методов расчета себестоимости авиационных конструкций разработана методика расчета и вычислительная программа по определению ирошвод-ственной эффективности АВП на основе самолетной концепции для трех вариантов производства: специально раграбо-танного под авиационную технологию аппарата, совместного производства самолета-прототипа и АВП на основе еп конверсии н производстве АВП с использованием выработзвших летный ресурс планера и двигателей. В результате поручены достоверные оценки себестоимости производства на основе самолетов различного веса в зависимости от относительной серии АВП. !
8. Разработана методика и программа расчета т ЭВМ экономической эффективности применения АВП на грннцн-пах конверсии самолетов и получены данные по эффективности применения аппаратов различного весового класса при перевозке пассажиров и грузов в тести рагионах потенциального применения. Разработанная программа позволяет производить оптимизацию конструкции АВП по критерии экономической эффективности.
9. Для экспериментальной оценки предложенной ¡концепции конструирования и производства разработан и (остроен экспериментальный аппарат с полным полетным вссш 20000 кгс на основе выработавшего летный ресурс самолеа Ан-24 с двигателями ЛИ-24 и выполнен комплекс экспериментов.
Во введении также показана практическая и сошальная значимость проведенных исследований.
Ю •
1. ТРАНСПОРТНЫЕ АППАРАТЫ НА ВОЗДУШНОЙ ПОДУШКЕ НА ОСНОВЕ КОНВЕРСИИ САМОЛЕТОВ
13 данном разделе диссертации раскрывается сущность самолетной концепции конструирования и производства АВП, приводится краткий обзор исследовании и разработок по созданию транспортных машин на воздушной подушке, обосновывается общая схема АВП и возможность использования в его конструкции отработавших летный ресурс планера и двигателей, оценивается весовая эффективность конструкции АВП на основе конверсии самолетов.
В первом подразделе показано, что решение многих проблем, сдерживающее в настоящее время внедрение СВП, может быть упрощено в случае предлагаемой концепции, так как при этом открываются перспективы для разработки и производства, а также организации эксплуатации на принципах ресурсосберегающей технологии. В частности, при этом обеспечиваются:
— преемственность конструкции, что позволяет значительно уменьшить стоимость разработки АВП, т. к. проектирование может вестись па основе прототипа;
— производство АВП в значительных масштабах без существенного увеличения производства оборудования, двигателей, специального алюминиевого и другого проката за счет использования значительной части планера и оборудования самолетов-прототипов, снятых с летной эксплуатации в результате технического переоснащения транспортной авиации или выработки технического ресурса;
— полная совместимость по техническому обслуживанию с самолетом при сохранении всех видов регламентов обслуживания, технической документации, наставлении и т. п.;
— возможность организовать подготовку экипажей на основе сложившейся системы подготовки летно-подъемного и инженерно-технического персонала, используя для этого имеющиеся тренажеры, что, как известно, удешевляет подготовку в 8—10 раз, а также практически без переучивания привлекать летный состав, списанный из других родов авиации по возрасту или состоянию здоровья.
Сконструированные на принципах конверсии АВП будут полностью отвечать климатическим условиям применения в районах субрактическоп и арктической зон. Это обусловлено тем, что самолетные конструкции проектируются на основе требований НЛГС или ОТТ ВВС, предусматривающих-эги условия эксплуатации авиатехники, что является их важным преимуществом перед СВП.
В этом же подразделе приведены тактико-технические данные аппаратов, которые могут быть построены на основе самолетов Ан-24 (Аи-26), Ан-12 и Ан-22, а также дается оценка полигона из возможного применения, исходя из •распределения прочности грунтов на территории северных регионов СССР.
Во втором подразделе приведен краткий обзор разработок и исследований по созданию АВП. В обзор включены работы по амфибийным судам на воздушной подушке, по созданию самолетного шасси, а также технико-экономические изыскания, опубликованные в 1970—1990 гг. Покаазно, что транспортные средства на воздушной подушке с полным отрывом от экрана достаточно полно изучены, и на этом принципе разрабатываются и строятся СВП различного назначения и транспортной массы. За рубежом, во Франции и Великобритании, построено несколько крупных СВП массой до 400 тс, эксплуатирующихся и проливе Ла-Машп, в Бискайском заливе, г> прибрежной зоне Средиземного моря. Следует отмстить "то совершенствование СВП идет практически по тому же пути, который прошла авиационная техника. Начинает развиваться строительство коммерческих судов и в СССР. Созваны малотоннажные, до 5 тс, СВП «Пума», «Барс» и соро-4 катонный СВП «Сибирь», испытания которого начаты в 1990 г.
Разработки наземных транспортных средств в основном направлены на создание несамоходных платформ для перевозки уникальных по габаритам и массе грузов.
Исследованиями по созданию самолетного шасси на воздушной подушке, проведенными совместно фирмами США н Канады с большим размахом в середине 70-х годов, а также в СССР, доказана эффективность такого устройства и возможность его реализации на данном уровне технологии. Основная направленность теоретических разработок в последние годы — обоснование эффективности применения АВП в транспортной системе Сибири. Однако, несмотря на эффективность таких транспортных средств, внедрение их имеет от-' даленную перспективу, т. к. для этого нужны более экологичные технологии и большие капитальные вложения.
В третьем подразделе, исходя из анализа тенденции развития СВП, исследований по созданию самолетного шасси на воздушной подушке, обосновывается самолетная концепция конструирования и производства АВП. Подчеркивается, что АВП является новым типом ЛА и его разработки должны базироваться на принципах авиационных конструкции. С. этих позиций обосновывается внешняя и внутренняя компоновка 12
АВП, предназначенных для эксплуатации в районах пионерного освоения Севера. Показываете:1., что в конструкции АВП на принципах конверсии должны быть сохранены вертикальное и горизонтальное оперение, убирающееся шасси, большая часть бортового оборудования.
Для реализации АВП на принципах конверсии важнейшей является проблема создания источника газа для образования воздушной подушки. При конверсии самолетов с взлетным весом до 10000 кгс можно использовать традиционные решения: отбор мощности от вала воздушного винта или непосредственно от турбины и передача с помощью механической трансмиссии на вентилятор — источник сжатого газа для образования воздушной подушки. При конверсии самолетов с взлетным весом >10000 кгс необходимы другие подходы, т. к. сложности пгбора, трансляции и преобразования мощности делают конверсию самолетов г. АВП с вентиляторной системой мадоопрагсдаштч. Альтернативным вариантом является подъемно-маршевлз гигтемл, основанная на применении чжскторного усилителя репктипнон тяги п сочетании с конверсией 'ГИД.
Система на этом принципе мо;ьег быть реализована п следующем виде. Часть потока от воздушного шипа поступает в расположенный за его плоскостью входной воздухозаборник низконапорного эжектора, источником толкающего газа в котором является реактивная струя ТВД. Для усиления эжектирующего эффекта тяга днигагелял может быть увеличена за счет его конверсии, например, путем изменения степени нерасчетности сопла или, если этого окажется недостаточным изменением оплового аппарата поледней ступени турбины. Из смесительной камеры эжектора охлажденный за счет внешнего потока газ поступает в многоканальный диффузор и через сопловую систему в подкупольной пространство опоры на воздушной полушке. Конструктивно опора выполняется в виде жесткой подфюзеляжноч платформы, например, прямоугольной в плане формы с каналами для подвода газа и креплениями для гибкого ограждения. Гибкое ограждение комбинированное: цилиндрические гибкие скеги по бортам и сегментного типа спереди но полету, а в задней части платформы в виде усеченных конических оболочек с наклоном внутренней образующей к вертикали в 30-f-45°. Скеги представляют собой замкнутые оболочки, которые для увеличения дорожного просвета, а также обеспечения продольной и поперечной жесткости, секционированы. Жесткость скегов, необходимая для восприятия давления в подкупольном пространстве, а также уларов о препятствия, обеспечивается их
1J
наддувом от бортовой системы кондиционирования — штатной высотной системы самодета. Наддув подогретым воздухом расширяет возможность подбора материалов для ГОВП, а следовательно, н диапазон отрицательным температур, что важно для регионов потенциального применения АВП. Управление скегами, например, их подъем и выпуск, может осуществляться либо специальной механической системой, либо за счет собственной упругости при использовании в их конструкции анизотропных эластичных материалов. Для АВП с площадью ВП, превышающей 200—300 м2 и длиной боковых ограждений >20 м для удобства эксплуатации, а также повышения устойчивости АВП, возможна конструкция г, виде цилиндрических горообразных секций но типу шасси самолета Лн-7)4 или Боинг-727 — НЮ.
Важным достоинством аппаратов на воздушной подушке, спроектированных как вариант конверсии самолетов, является их возможность их производства с непользованием морально уегарсешпх или выработавших летным ресурс самолетов — планера и двигателей. Обоснованность такого подхода осно-ьы.'ьтсп'я па следующих соображениях.
Согласно принятой терминологии нот ресурсом авиатехники понимают наработку изделии до предельного состояния, оговоренного в технической документации. Предельное состояние каждого изделия определяется исходя п:; требовании безопасности пли экономических соображении, причем чаще всего последнее является основной причиной прекращения ■оксплуаташш современных самолетов, поскольку безопасность полетов является безусловным требованием, не зависящим от каких-либо обстоятельств. Для транспортных самолетов предельное состояние наступает задолго до появления видимых нарушении целостности конструкции или потери работоспособности, и часто изделия, снятые с эксплуатации на репсовых авиалиниях, еще длительное время могут эксплуатироваться в подразделениях, где регулярность полетов имеет меньшее значение, или, по крайней мерс, в тех случаях, когда экономически оправдана эксплуатация при меньших нагрузках. Для АВП требования безопасности полетов не являются такими жесткими как для самолетов, т. к. их движение происходит у земли, а следовательно, может быть упрощено и их техническое обслуживание и снижены гребена .спя к надежности его отдельных частей, исключая специфичные для безопасного применения АВП.
Вопрос о весовой эффективности конструкции АВП имеет такое же значение, как ,~ля других типов ДА. Если уравнение весового баланса АВП записать в той же форме, что и И
уравнение весового баланса самолета, то с учетом весовых соотношении для ТВД, крыла и оборудования, условие равенства эффективности конструкции АВП и самолета-проготппа можно представить в виде
/я.л+тг.0 ^к/п^-Н.Ктпеу, (1.1)
где /Но — взлетная масса самолета; тпл — масса платформы; тТМ—.масса гибкого ограждения; V — доля используемого оборудования; я — доля используемо» массы крыла.
Рассчеты для типичных значении тяговооруженности и удельного веса ТВД, показывают, что удовлетворить этому критерию можно при конверсии самолетов с четырьмя двигателями. В случае конверсии самолетов с двумя ТВД необходимы меры по снижению веса конструкции на 2%. Во всех случаях весовая эффективность АВП на принципах конверсии самолетов не хуже, чем у созданных к настоящему времени СВП.
2. ХАРАКТЕРИСТИКИ АВП С ГАЗОЭЖЕКТОРНОИ ПОДЪЕМНО-МАРШЕВОИ СИСТЕЛЮЙ НА ОСНОВЕ ВЫПОЛНЕННОГОТВД
Целью данного раздела явилась оценка возможности создания подъемно-маршевой системы АВП, выполненного на основе конвертирования самолета с ТВД одновальной схемы. За критерии, целевую функцию, принята высота подъема аппарата над идеально ровным экраном, которая зависит от полетного веса, геометрии воздушно!! подушки и принципа ее образования, комплекса газодинамических■и конструктивных параметров ТВД, эжектора и внешних условии. Специфичным для данной задачи является применение выполненного ТВД, параметры которого оптимизированы для СОВП. В таком двигателе, как известно, основная доля мощности преобразуется в турбине в механическую и идет на привод воздушного винта, а значительно меньшая ее часть на создание реактивной тяги. Это обстоятельство налагает существенные ограничения на выбор параметров эжекторной системы образования воздушной подушки, если при конверсии не прет-усматривается внесение глубоких изменений в конструкцию двигателя. В данной работе предполагается, что при разработке системы возможна конверсия двигателя. только путем уменьшения сечения реактивного сопла.
Для решения дайной задачи построена математическая модель системы: двигатель — эжекторлый усилитель тяги — воздушная подушка. За входную величину принят часовой расход топлива — положение РУД, за выходную — высота подъема аппарата над экраном.
При выводе основных зависимостей были использованы следующие основные допущения:
— внешнее обтекание не влияет на параметры висения АВП;
— теплообмен конструкции конструкции, гибкого ограждения ВП, подводящих каналов и т. п. с окружающей средой отсутствует;
— подъемная сила воздушной гтодушки создается за счет избыточного давления в подкупольном пространстве, удерживаемому благодаря реактивной силе струи зага при его истечении вдоль экрана, т. е. — подушка камерного типа;
— скорость воздуха на входе в смесительную камеру не зависит от винтовой мощности ТВД и аэродинамических характеристик воздушного винта;
— поступательное перемещение АВП отсутствует, т. е. рассматривается режим «чистого» висения.
При этих допущении:: без учета гидравлических потерь и механической работы, совершаемой газом при его истечении из-под купольного пространства воздушной подушки, соотношение для высоты висения АВП с двумя ТВД имеет вид
/i^4,07Gr(K+l) У . (2.1)
где G г — расход газа через двигатель; п — коэффициент эжек-ции; Y — подъемная сила ВП; То4 — температура газа в ВП; ръ — внешнее давление воздуха; т|г.0 — удлинение гибкого ограждения ВП, равное отношению размера проекции ограждения на экран взятого «по полету» к ширине «колеи». Постоянный коэффициент в соотношении (2 .1)вычислеп' в предположении, что коэффициент истсечния ¡1 = 0,6, н газовая постоянная R = 29,27 м/°К.
При работе ТВД на месте входной импульс газового потока jвх = 0, поэтому расход газа через двигатель можно записать в виде
Gr= 0,512 (2.2)
1Т„, р
где Р — реактивная тяга, определяемая по дроссельной характеристике ТВД; F с — площадь реактивного сопла; Toi — температура газа за турбиной. ¡6
Используя приближенную теорию газового эжектора для коэффициент;! эжекции при условии равенства температур эжектмрующего и эжсктпруемого газов получим следующее выражение
+
п = и 1 /¡/Л
где
П\ = П
Ка+1)У(1 Л-«2/2) —(1—а)2+а(1 4-р)
Д, Л
а(1 +сс2/2)
дч
/0+а)
+
\ дк /в=1, Л----О
2а|'(1 +а2/2) —(1—а)2
(2.3)
(2.4)
(2.5)
и — относительная площадь камеры смещения; / — относи-
тельная площадь диффузора; Л -сжатия, определяемая по формуле
IV—У22
относительная степень
+ /? =
1/,20г
(2.6)
где Уй — скорость истечения газа из БП; — скорость истечения газа из реактивного сопла ТВД; У2 — скорость потока
г2
па входе в эжектор; 0[= —
относительная температура;
Т2 — наружная температура воздуха.
Полагая величины Р и Т, заданными, можно с помощью известных из газовой динамики соотношении найтн скорость истечения из реактивного сопла и функцию давления, и переписать (2.3) с учетом (2.6) в следующем виде:
п =
П1
«г о-у- +о,12)уе,.
(2.7)
Т'01 Крп
Из рассмотрения соотношений (2.4), (2.5) и (2.7) следует, что коэффициент эжекции сложным образом зависит от геометрических параметров- эжектора, режима работы ТВД и геометрии его проточной части. Нижняя граница значений коэффициента эжекции определяется не только требуемой величиной высоты висения, но и допустимой температурой газа в ВП. Значение может быть найдено из закона сохранения энергии. В частности, если принять за верхнюю границу температуры газа в ВП Го4 = 7,оз = То2 + 40о у Го2е["+15, -+-+ 30°С], то можно записать уравнение для нижней границы коэффициента эжекции в следующем виде:
'я> (2.8)
0,150;
п
Прямые расчеты показывают, что это условие удовлетворяется при а<0,3 у р/(р/Гс)<0,3 н Го1 <=[300; 450°С]. Однако,для серийных ТВД, как правило, нагрузка на сопло (р/Рс) всегда меньше 10 кН-м2, поэтому удовлетворительные характеристики эжекторноп системы могут быть получены только при р/РсйПООО дН-м""2. При таких удельных нагрузках на ВП возрастает ее площадь подушки и габариты АВП. В то же время, по данным американских исследователей, верхняя граница скорости истечения газа из ВП, не приводящей к разрушению тундрового покрова, соответствует р = = 300 дН-м'2. Поэтому конверсия ТВД с целью повышения отношения (р/Рс), вообще говоря, желательна.
Для целен теоретического анализа в этом случае необходима методика пересчета исходных дроссельных .характеристик двигателя с учетом изменений, вносимых в геометрию проточной части. Принципиально такой расчет можно производить либо прямым термогазодинамическим расчетом параметров рабочего процесса ТВД, либо по методу малых отклонений. В -данной работе для построения'математической модели подъемио-маршевои системы используется второй метод.
х В связи со сложностью математического описания и боль-
шим числом варьируемых параметров, а также необходимостью использования модели подъемно-маршевой системы в других разделах диссертации, был разработан алгоритм и программный модуль моделирования характеристик висеиия АВП на ЭВМ. В соответствии с функциональной схемой подъемно-маршевой системы программный модуль включает три блока: расчета тяги и температуры выходящих из реактивного сопла газов, пересчета тяги, температуры и степени повышения давления в реактивном сопле при варьировании его алолцади п блок расчета собственно характеристик висення АВП. Эти блоки объединены главной программой, управляющей решением.
По разработанному алгоритму был выполнен комплекс расчетов применительно к экспериментальному аппарату с воздушной подушкой камерного типа АВП-20Э на базе самолета Ап-24 с ТВД типа АИ-24 ВТ. В процессе вычислительного эксперимента варьировались полетный вес, геометрические характеристики эжектора, площадь сопла ТВД, скорость воздуха на входе эжектора, внешние условия. В результате были получены и проанализированы зависимости высоты висення и температуры газа в ВП от перечисленных факторов на различных режимах работы двигателей. 18
Полученные данные для АВГ1 на основе конверсии самолета с двумя ТВД были пересчитаны на случай конверсии самолета с четырьмя ТВД. По результатам проведенных исследований сделаны следующие обобщающие выводы:
1. Конверсия транспортных самолетов с ТВД и верхним расположением крыла возможна н целесообразна, если источником газа является низконапорный эжекторный усилитель тяги, основанный па использовании реактивной струи газов реактивного сопла со следующими геометрическими параметрами эжектора: относительная площадь камеры смешения а = 0,25, выходного диффузора /=6, воздухозаборника, установленного за воздушным 'винтом 5-т-6Рс. Компоновка эжектора с такими габаритами при внешнем расположении газо-подводящих каналов эжектора и при наличии жесткой платформы, прикрепленной к фюзеляжу, не представляет значительных технических трудностей.
2. Для значения площади воздушной подушки камерного типа примерно равной площади крыла самолета-прототипа и ее удлинении г|г.0 = 1,5-ь2,5 при той же полезной нагрузке АВП, что и у самолета, скорость истечения газа из-под ограждения воздушной подушки, не превышает допустимы, из-за условия неразрушения тундрового покрова.
3. При конверсии самолета с двухдвигательной силовой установкой с ТВД одновальной схемы,\ если площадь сопла ТВД составляет 67% от расчетной для данного типа двигателя, высота висения АВП над идеально ровным экраном с геометрическими характеристиками по пи. 1 и 2 составляет Я = 0,08-^0,15 м на режиме «малого газа» и Я = 0,1ч-0,2 м на режиме 0,4 номинального при температуре газа в подкуполь-ном пространстве воздушной подушки не превышающей более, чем на 35°С температуру наружного воздуха.
4. Параметры характеристик АВП на режиме висения с эжекторной подъемно-маршевой системой того же порядка и при конверсии самолетов с четырехдвигательной силовой установкой, что является следствием взаимообусловленности геометрических, весовых, энергетических и летно-технических характеристик самолета.
5. При фиксированной геометрии газового тракта подъемно-маршевой системы АВП высота подъема и температура газа в воздушной подушке существенно зависят от скорости во входном диффузоре эжектора, поэтому целесообразно применение высокопагружеппых воздушных винтов или внито-вентиляторов.
6. Конверсия ТВД за счет изменения площади реактивного сопла является простым и эффективным средством, позволяющим осуществить конверсию самолета в АВП, без замены двигателей на специально разработанные. В то же время такие изменения конструкции двигателя неизбежно связаны с ухудшением его экономичности.
3. ЛЕТНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ АВП С ЭЖЕКТОРНОИ ПОДЪЕМНО-МАРШЕВОЙ СИСТЕМОЙ НА ОСОНВЕ КОНВЕРТИРОВАНИЯ CÜU.i
Исследование летных характеристик (ЛТХ) АВП применительно к основной цели данной работы необходимо с двух точек зрения: во-первых, для оценки места машины данного типа в транспортной системе; во-вторых, для определения оити-м а л ь нон конфигурации АВП и его систем.
В данном разделе, основываясь на общих уравнениях динамики АВП, совершающих полет над естественным экраном, и с использованием теоретической модели подъемно-маршевой системы, рассмотренной в разделе 2, модели работы конвертированного воздушного винта, записаны уравнения квази-установившегося движения АВП в вертикальной плоскости. Па их основе разработаны алгоритм и программа для ЭВМ расчетах ЛТХ. Используя эту программу, выполнен вычислительный эксперимент по исследованию летных характеристик АВП-20, являющегося вариантом конверсии самолета Ан-24 с ТВД АИ-24. Полученные в результате вычислительного эксперимента данные позволяют оценить летно-технические свойства рассматриваемых ДА, исследовать влияние на них различных конструктивных факторов. В частности, изучено влияние площади сопла ТВД, конверсии воздушных винтов, площади воздухозаборников на различных режимах движения, в том числе на трассах с уклоном, на характеристики парения, дальность и продолжительность полета, на топливную и транспортную эффективность АВП.
Уравнения квазиустановившегося движения АВП выводятся из основного уравнения динамики для прямолинейного движения центра масс аппарата в предположении, что ускорение равно нулю. В предположении малости углов атаки и установки двигателей они записываются в следующем виде
1) Г—Q—Gsin0 = 0;
2) //= H (Gr, G—У/У , V)\
3) Г = 2^в11в.в/V;
4) iV= = AB(Gr, V, 7'„, />„);
5) Xa = VcosiM; G) /zA = Vsini)/;
(3.1)
где Хд — горизонтальная дальность полета ЛВП; /гд — высота подъема; г'1 — уклон дорожного полотна; Улпп — аэродинамическая подъемная сила АВП; <3 — суммарная сила аэродинамического сопротивления; Т — тяга, развиваемая воздушными винтами ТВД; И — высота подъема АВП над экраном; (Хд.з — угол установки оси ТВД к оси фюзеляжа; т^.в — коэффициент полезного действия воздушных винтов; № — суммарная винтовая мощность силовой установки.
Уравнения движения (3.1) должны быть дополнены соотношениями для аэродинамических сил, действующих на АВП, уравнениями для определения тяги воздушного винта (ВВ) и системой соотношений раздела 2, описывающих работу эжекториой подъемно-маршевой системы.
В данной работе из-за отсутствия аэродинамических продувок, аэродинамические коэффициенты определялись расчетным путем, известными методами аэродинамического расчета: коэффициент подъемной силы как для крыла малого удлинения, коэффициент аэродинамического сопротивления — по теории смачиваемой поверхности, импульсное сопротивление — как,потери импульса потока за ВВ.
Согласно теории воздушного винта, основанной на рассмотрении работы элемента лопасти, для линейно закрученных винтов средний по площади, ометаемой винтом, коэффициент тяги связан с общим шагом винта соотношением вида
где "Оо — общий шаг винта взятый по оси ВВ; Окр — относительный угол линейной крутки; г — относительный радиус сечения лопасти; Х0 — коэффициент протекания; р — характеристика режима работы винта; /„ — интеграл, зависящий от формы, лопасти, определяемый у /ге[ 1, оо] в следующем виде
Коэффициент мощности, потребляемый ВВ, после некоторых преобразований записывается в виде:
(3.2)
/„=4 V* 11—
1 и 1
(3.3)
с
(3.4)
где
t3^ + ^^2t21 + t¡t3)
^т^г'з'+^да+'.м].
сх, пр = 2С7(1 +2С, -Ь 60С)},
С„= А"— I' (1— Вг)"с1г, 1— п л
г ,
С (г) = /1 (1—Вг),
С о с, онцГ1 1—п
Со ^ конц С о С г,он ц
где Скинц — относительная толщина профиля у комля; С„ — относительная толщина профиля на конце лопасти; г — относительный радиус втулки.
Анализ результатов вычислительного эксперимента позволяет сформулировать следующие основные выводы:
1. АВП на основе конверсии самолетов отвечают требованиям эксплуатации на пересеченной местности, характеризующейся средними уклонами, не превышающими 15° для АВП на базе самолетов с двухдвигательнэй и 10° с четырехдвига-тельной ТВД силовой установкой.
2. На всех режимах движения обеспечивается полный отрыв от экрана на 0,08-^0,2 м, что обеспечивает проходимость над дорожным полотном, с учетом деформации гибкого ограждения при его касании неровностей высотой до 0,5 м для аппаратов с полетным весом 20000 кгс и достигается без замены штатных для самолета двигателей.
3. На всех режимах движения при безопасной для подстилающего слоя удельной нагрузке, не превышающей 300 дН-м~2, температура газа в воздушной подушке не более, чем, на 30 + 5° превышает температуру наружного воздуха, что удовлетворяет требованиям экологии при эксплуатации в летнее время в условиях тундры.
4. Топливная эффективность аппаратов при температуре наружного воздуха ±15°С зависит от энерговооруженности аппарата п для АВП-20 при средней технической скорости 100 км.-ч^1 не хуже 1,0 кг (ткм)-1 и 0,75 кг (ткм)-1 на максимальной скорости 140 км-ч-1 при эксплуатации над экраном с уклоном ±3° и дальности полета 375 км. Для тех же требований к полосе движения топливная эффективность АВП-50 равна 0,51 кгс (ткм)-1 на скорости 72 км-ч"1 и 0,365 кгс(ткм)"1 на скорости 100 км-ч"1 при полетном весе 0,9 и дальностью хода без дозаправки 1800 км. Топливная эффективность может быть выше в конкретных условиях эксплуатации за счет рлцно-
А =
пального перераспределения запаса топлива и полезной иа-грузкп, а также в зависимости от температуры наружного воздуха.
5. В конструкции ABU беч ухудшения его летпо-технпче-скнх характеристик могут быть использованы штатные воздушные винты с уменьшением их диаметра до 0,85 DB и начального угла установки лопастей во втулке в среднем на 5°.
4. НЕКОТОРЫЕ ВОПРОСЫ ДИНАШ1КИ АВП НА ОСНОВЕ КОНВЕРСИИ ТРАНСПОРТНЫХ САМОЛЕТОВ С ТВД
В данном разделе поставлены и решены важные для оценки управляемости и маневренность1 АВП задачи динамики: о разгоне и торможении, и задача о маневре без крена при движении 1; горизонтальной плоскости.
В первом подразделе обсуждается общин подход к исследованию динамики аппаратов, движение которых происходит над естественным экраном, с'полной или частичной разгрузкой его опорных элементов. Показывается, что в общем случае :чо движение является пространственным, п описывается так же как и пространственное движение самолет," если в уравнения сил и моментов ввести реакции опор. Учитывая, что подстилающий слои представляет собой среду со сложными реологическими свойствами, предложено для описания взаимодействия опорных элементов с экраном использовать феноменологический подход. ^
Существо феноменологической теории состоит в том, что для пеголономных опор и, в частности, для колеса, как п в теории пластичности, -можно ввести функцию иагружения, т.. е. некоторую предельную поверхность в пространстве обобщенных сил, вида
¡Щ, р, ) = 0 ¡у 1.2. ...). (4.1)
где (2 — вектор обобщеных сил; р, — параметры, п сформулировать принцип максимума диссипации механической энергии, аналогичный принципу максимума Бншоиа-Хилла-Мизе-са. Следствием этого принципа является ассоциированный с функцией иагружения закон пластического течения, который в данном случае трансформируется в ассоциированный с функцией натружения закон движения. Согласно этому закону вектор обобщенный скорости градиентален функции иагружения в точке выхода вектора нагрузки па предельную поверхность иагружения
(/ = Аяга<1/((5, р ), (4.2)
где с) — обобщенная скорость; Я — множитель Лагранжа.
В проекциях на оси, связанной с опорой системы координат, соотношение (4.2) переписывается в скалярной форме
Функция нагруження может быть гладкой или иметь особенности. Переходя к скоростной системе, для плоских моделей можно записать с учетом ассоциированного закона
г 1 чг , г ^
+ <"><, '¿г''
(4.4)
Hill
Тогда при С = С0 можно исключить из (4.4) скорость и получить связь между проекциями сил и виде функции <р(С\, С,,) — •О, которая по аналогии с аэродинамикой может быть названа гюлярон опоры.
Во втором подразделе решены задачи о разгоне и торможении АВП.
Уравнения переходных режимов движения АВП совершенной аэродинамической схемы при движении над плоским экраном могу г быть получены из уравнении пространственного движения, если положить, что разгон и торможение происходят без скольжения при движении по прямой. В этом случае ß = 0 и уравнении принимают вид
1) i-—Kcostf = 0;
2) /г—Ksini> = 0;
3) Т—Q—G(sintf + ——-)=0;
я
4) H = H(V, А'в, G, У, аруд); (4.5)
5) С—C'We=0;
6) T = T{Nв, V);
7) У—G(cosf>+ —=
g
где аруд—угол отклонения рычагов управления двигателями (РУД).
Для АВП типичен режим движения при a=const. Кроме того, при движении над плоским экраном й = 0. Если рассматривать разгон и торможение на коротком участке, то G = const и уравнения (4.5) можно интегрировать независимо от уравнения (4). Причем, если представить тягу воздуш-•2л
того впита п виде разложения в ряд по скорости и ограничиться двумя или тремя членами разложения, то уравнения (■!.5) интегрируются в квадратурах.
Для анализа режимов разгона и торможения ЛВП с конвертированными воздушными винтами разработаны алгоритм и программа для ЭВМ и выполнен комплекс расчетов.
В данном разделе, с целью получения количественной оценки маневренных свойств аппаратов па основе самолетной концепции, рассматривается мопевр, осуществляемый в горизонтальной плоскости без крена н контакта с экраном, т. е. только за счет аэродинамических сил. За критерий принята величина угла бокового, скольжения при квази-устанознвшемся развороте АВП с боковой перегрузкой ограниченной требованиями безопасности перевозок и комфорта для пассажиров. Как известно, такой режим движения осуществляется под действием боковой аэродинамической силы, возникающей при «косой» обдувке, аэродинамического сопротивлении и .тяги воздушных винтов.
При рассмотрении квазпустановпвшегося разворота в нервом приближении можно считать, что моменты всех сил, действующих на аппарат, уравновешенны, а продольным ускорением можно пренебречь, т. е. считать скорость разворота раиной топ скорости, которую имел аппарат перед началом выполнения маневра в установившемся движении. При этих допущениях уравнения сил в проекциях на нормаль н касательную к траектории имеют вид
= С, + Гэшр
о н ' 2
(4.6)
где Рк — радиус кривизны траектории; р — угол бокового скольжения, т. с. угол между продольной осыо АВП и соприкасающейся плоскостью; Сг — аэродинамический коэффициент боковой силы. Выразив из 2-го уравнения (4.6) тягу через силу аэродинамического сопротивления и, подставив ее в первое уравнение, можно вычислить радиус разворота.
По условиям обеспечения безопасности и комфорта при движении для наземных транспортных средств, оборудованных креслами самолетного типа с привязными ремнями, в соответствии с принятыми в СССР нормами, величина бокового ускорения не должна превышать 1,0 м/с-2 или 0,1 Слрдогатсльчо. каждому значению скорости полета АВП соответствует допустимая величина минимального радиуса
25
разворота Rm\n~V2. Это позволяет записать выражение для максимального допустимого угла бокового скольжения в следующем виде
sup Р= .1 ------;- 1 ; (4.7)
/г, ==0,1 1/2 L 2+Л S™" к„ j
где sup р — угол бокового скольжения, соответствующий боковой перегрузке tiz—0,\g.
По результатам исследований данного раздела сформулированы следующие конкретные выводы:
1. Аппараты на воздушной подушке на основе конверсии самолетов имеют высокие динамические свойства при разгоне с полным отрывом от экрана, которые сохраняются н при конверсии поздуншых вннтоп путем уменьшения диаметра штат "ого самолетного винта на 15—20%. Например, дистанция разгона до скорости К-=100 км/ч для АВП-20 на режиме 'ГВД 6,4 номинального примерно такая же, как при разбеге само чета па бетонной ВПП на взлетном режиме.
2. Для получения удовлетворительных характеристик АВП при торможешш требуется, чтобы начальный угол установки лопасгей воздушного винта по сравнению со штатным был значительно уменьшен, что может требовать более глубокой конверсии системы управления винтом.
',]. Использование штатной тормозной системы самолетного шасси при торможении неэффективно, т. к. по экологическим соображениям нагрузка на опоры не может превышать, по-видимому, 20% от полетного веса АВП.
4. АВГ1 на основе конверсии самолетов имеют маневренные свойства па крейсерских режимах типичные для скоростного наземного транспорта при маневрировании с углом бокового скольжения до 20°.
5. В связи со сложностью теоретического анализа управляемого движения АВП над экраном произвольного профиля целесообразна разработка методов его моделирования, в том числе с включением оператора в контур управления. Так как предложенные уравнения динамики совместно с определяющими соотношениями на опорах по форме близки к уравнениям пространственного движения самолета, то комплекс для моделирования движения может быть построен па основе авиационных тренажеров, в том числе специализированных для конвертируемого в АВП типа самолета.
5. ПРОИЗВОДСТВЕННАЯ И ЭКОНОМИЧЕСКАЯ ЭФФЕКТИВНОСТЬ АВП НА ОСНОВЕ КОНВЕРСИИ ТРАНСПОРТНЫХ. САМОЛЕТОВ
С ТВД
В данном разделе рассматриваются вопросы производственной и экономической эффективности транспортных АВП на основе конверсии разных типов самолетов с ТВД.
В первом подразделе сформулирована задача и определены общие подходы к оценке эффективности. Показано, что достаточной характеристикой производственной эффективности может служить себестоимость производства, а экономической эффективности — себестоимость летного часа. Представление о транспортном АВП как о ДА позволяет, основываясь на подходах, принятых для оценки транспортных самолетов, получить аналитические выражения для этих критериев и провести анализ с высокой степенью достоверности.
Во втором подразделе ] ыводятся соотношения для расчета себестоимости производства АВП для четырех случаев: специально спроектированного на принципах авиационной технологии, варианта конвертирования самолетов н АВП при их совместном серийном производстве, производства аппаратов на основе конверсии планера самолетов, выработавших летный ресурс с заменой двигателей и с использованием штатных двигателей после капитального ремонта.
В первом случае себестоимость АВП определяется также, как и для СОВП с учетом скоростных, характеристик аппарата. При совместном производстве для себестоимости АВП имеет место следующее соотношение
2А(«авп) + (1-Т) ^
£авп+дв _ £
-0.Е
м-0.5 __£
(5.1)
Сс (1 —«ПН.).
где С — себестоимость самолета-прототипа с двигателями, в руб.;
Л'о — удельная взлетная мощность, в квт.кгс™1; у — относительная энерговооруженность АВП; С'твд — удельная стоимость ТВД; Сс — удельная стоимость конструкции самолета; 1Пг.гл. — относительная масса полезной нагрузки; "Авп — относительная серийность АВП.
Функция А(навп ) характеризует относительные затраты па конверсию планера:
Л(павп) =°.4 Ялвп(А'»с—1) -ь ^ ■ /г,и"п Агп.лвп ,
(5.2)
где Атс — относительная масса неиспользуемой в ЛВП части планера самолета;
■А/Тгдвп — относительная дополнительная масса, обусловленная конверсией;
Ку — коэффициент зависящий от крейсерской скорости конвертируемого самолета.
Если в конструкции АВП используется планер самолета после капитального ремонта в объеме летного и новые двигатели, то соотношение для определения себестоимости такого аппарата имеет вид
Сави-ЬДВ =0)5
I -!-
2Д(д АНН ) —!
V _£твд -----____
(5.8)
где А (;7авп-) = Аягдвп-0,11Л/и= +0,19 (5.4)
V
В случае применения ремонтных двигателей соотношение (5.3) остается в силе с учетом изменения относительной себестоимости двигателей
с*свад =Стпд ■ (5-5)
где А'рмд — нормативный коэффициент ремонта двигателя.
Записанные соотношения позволяют провести полный анализ производственной эффективности АВП, построенных на принципах конверсии, по тактико-техническим данным самолета-прототипа.
В третьем подразделе приводится описание алгоритма и программы для ЭВМ расчета сеебстоимсти АВП в зависимости от их относительной серийности для указанных выше вариантов производства.
В четвертое подразделе обсуждаются результаты оценки кроноьодствекпой эффективности АВП па основе конверсии шести типов, самолетов с ТВД, которые в настоящее время находятся в летной эксплуатации: Ан-28, Ан-24Б, Ан-26, Ап-8, Ап-12 и Ан-22. Результаты представлены в виде трех групп по типам конвертируемых самолетов: пассажирские и транспортные с двумя ТВД, транспортные с'четырьмя ТВД.
Основные результаты данного подраздедла в обобщенном виде можно сформулировать следующим образом.
1. Концепция АВП па принципах конверсии выработавши:: летный ресурс самолетов дает абсолютный эффект по сравнению со специально спроектированными аппаратами в зависимости от их полетного веса и серийности в среднем 20 + 50 тыс. руб. па тонну полетного веса.
2. Строительная стоимость АВП, спроектированных под авиационную теиохлогшо, большого полетного веса, а именно они представляют особый интерес для регионов пионерного освоения на Севере, чрезвычайно высока (>40.106 руб. для АВП-200), что позволяет считать их разработку и внедрение на данном уровне исследований и разработок маловероятной в обозримом будущем. Предлагаемая же концепция, например, на основе конверсии самолетов Ан-12 н Ан-22, позволяет осуществить постройку по крайней мере экспериментального АВП большого полетного веса при умеренных затратах (— 1.10е руб. для АЬП-50 и —6.106 руб. для АВП-200 соответственно) и, тем самым, существенно продвинуть исследования и разработки в этой области.
3. Стоимость двигателей не оказывает определяющего влияния на себестоимость аппарата, поэтому с экономической точки зрения имеется возможность модификации силовой установки с целью улучшения технико-экономических характеристик АВП.
4. Следует ожидать, что фактическая себестоимость АВП на принципах конвертирования самолетов, отработавших летный ресурс, будет меньше расчетной на 20—30% из-за меньших затрат на восстановительный ремонт планера.
5. Зависимость себестоимости от серийности для АВП, основанных на принципах конверсии, более слабая, чем для специально спроектированных апаратов, что имеет значение при производстве малых серий.
В пятом подразделе, на основе примятой в гражданской авиации методики расчета себестоимости летного часа самолетов, разработана методика оценки транспортной эффективности АВП. Применительно к АВП себестоимость летного часа разделяется на восемь составляющих элементов расходов
Э = (1+ е) + Э- + 3- + Этоп+ + Э-) + Эдо|;,
(5.0)
где Зз''ппс — расходы па заработную плату экипажа;
Э'М^" —расходы па амортизацию планера и двигателей;
Э1^1'— то же на текущий ремонт;
Этом — расходы на ГСМ;
с — удельный вес прочих летных расходов;
Э.г10р — дорожная составляющая. Последняя составляющая расходов определяется по формуле
ч —) <; Уг.Шп п , г 7ч
20Гр
где 5тр — себестоимость трассы, руб. км"1;
ХОГр — суммарный грузовой поток, т. год-1;
Ьа — дальность перевозок, км;
/71,,.,,. — масса перевозимого груза за один рейс, т;
уп — скорость полета АВП, км.ч" Формально расчет элементов себестоимости летного часа АВП проводится та кже, как и для других объектов авиационной техники с учетом специфики их эксплуатации. Отличие состоит с том, что эта величина в данном случае сильно зависит от региона применения и скорости движения и в меньшей степени от дальности перевозок.
Для исследования экономической эффективности разработан'алгоритм и программа для ЭВМ. Программа позволяет по известным тактико-техническим данным самолета-прототипа , а также геометрическим параметром АВП и дроссельным характеристикам двигателя, производить комплекс технико-экономических расчетов АВП, а также оптимизацию сто параметров по критерию экономической эффективности. Описание алгоритма приведено'в шестом подразделе.
Для' оценки экономической эффективности АВП, построенных на припципах самолетной концепции, выполнен комплекс расчетов аппаратов АВП-20, АВП-50 в грузовом и АВП-20 в пассажирском вариантах в шести регионах потенциального применения; в Ямало-Тазовском Заполярье и бассейнах рек Енисей, Лена, Колыма и Индигирка. В результате этих исследований установлено, что себестоимость грузовых перевозок АВП на основе конверсии выработавших летный ресурс самолетов с двумя ТВД составляет в Обско-Та-зовском Заполярье не более 40 коп (ткм)-!, что лучше, чем при таких же перевозках вертолетами, почти в 2 раза, в то время как для специально спроектированных АВП с такими
же летпо-тсхпическнмн характеристиками этот показатель для сравниваемых типов ЛЛ примерно одинаков. В тех же условиях эффективность аппаратов на основе конверсии самолетов с четырьмя ТВД выше и себестоимость грузовых перевозок составляет около 12 кои(ткм)-1, что в несколько рзз эффективнее перевозок ппотрапенортом по езимппхам».
В себестоимости летного часа значительна доля амортизационных отчислений, затрат на ГСМ и заработную плату экипажа. Влияние дальности перевозок значительно менее выражено, чем, например, при перевозках самолетами.
Себестоимость перевозок пассажиров при сохранении тою же числа пассажирских кресел в АВП, что и у самолета-прототипа, соответствует авиационному тарифу для этих регионов при средней скорости движения 60 км/ч и снижается примерно на 30% при повышении скорости до 80 км/ч.
0. НЕКОТОРЫЕ РЕЗУЛЬТАТЫ ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНОГО ИССЛЕДОВАНИЯ КОНЦЕПЦИИ АВП, ОСНОВАННОГО НА ПРИНЦИПАХ КОНВЕРСИИ ТРАНСПОРТНЫХ САМОЛЕТОВ
С ТВД
Для экспериментальной оценки предложенной концепции конструирования н производства наземных транспортных средств на ВП, предназначенных для круглогодичной эксплуатации в арктической и субарктической зонах, был сконструирован и построен экспериментальный аппарат на основе отработавшего летный ресурс самолета Ан-24 с двигателями АИ-24.
Выбор этого типа самолета был обусловлен следующими основными соображениями:
1. Самолет Ан-24 является массовой машиной. Количество самолетов этого типа, его модификаций, а также самолетов Ап-26 и Ан-32, имеющих сходную с Ан-24 внешнюю и внутреннюю компоновку, повидимому, превышает 1,5 тысячи штук. Следовательно, эти ЛА, с учетом периода их эксплуатации, потенциально могут составить базу для производства на их основе АВП в ближайшее время.
2. На момент начала работ над данной проблемой ни в СССР, ни за рубежом не существовало альтернативных аппаратов, которые бы в полной мере отвечали экстремальным условиям эксплуатации на Крайнем Севере и обладали таким большим полетным весом, что, как нам представлялось,
31
важно с точки зрения демонстрации эффективности предлагаемого подхода к конструированию таких транспортных средств.
3. Данный тип самолета является наиболее трудным для конверсии из-за расположения шасси в крыльевых гондолах н отвода газов пз реактивных сопел двигателей под углом к плоскости симметрии фюзеляжа, что усложняет компоновку АВП по сравнению с другими типами, где такие ограничения отсутствуют благодаря расположению гондол шасси на фюзеляже п имеют более простую конструкцию выхлопа (самолеты Л-410, Ам-12, Ан-22). В целом же, как и всем эксплуатируемым в настоящее время типам самолетов с ТВД, ему присущи качества, которые позволяют осуществить конверсию с минимальными затратами.
Наличие некоторой материальной базы для производства работ и проведения экспериментов.
5. Возможность транспортирования аппарата в регион потенциального применения, например, на полуостров Ямал для проведения экспериментов в естественных условиях, в том числе по воздуху специальными транспортными самолетами.
Основу конструкции ABU составил самолет Ан-24, заводской № 97305403, выпуска 1976 т., который был снят с эксплуатации по числу взлетопосадок, составившего на момент его списания 19250 н по сроку эксплуатации более 10 лет. На самолете установлены двигатели АИ-24 после капитального ремонта с остатком ресурса около 150 летных часов, вспомогательная силовая установка ТГ-16М также после капитального ремонта с остатком ресурса около 800 запусков. Все бортовке системы находились в работоспособном состояния, т. к. самолет к месту проведения работ был доставлен своим ходом.
Анализ работ по созданию взлетно-посадочных устройств па воздушной подушке, выполненных в 70-е годы в СССР, а также фирмами США и Канады, показывает, что несмотря на концептуальное отличие объектов исследования, программы испытания самолетного шасси на воздушной подушке, например, могут составить методическую базу для разработки общей программы экспериментальных исследований АВП па основе конверсии самолетов, т. к. для обоих типов ДА важными являются вопросы проходимости, управляемости при рулении, разгоне н торможении, при движении по пересеченной местности и другие. В то же время из рассмотрения этих программ следует, что для полного обоснования рассматри-
пасмой концепции ЛВП необходимо выполнение широкомасштабных экспериментальных исследований, по сложности и материальным затратам выходящих за рамки данной работы.
В связи с этим, при планировании экспериментальных исследовании были определены только первоочередные задачи, непосредственно связанные с обоснованием общих принципов конверсии самолетов в АВП: оценка . в натуре компоновки АВП. экспериментальная проверка работоспособности и эффективности системы газоснабжения для создания воздушной подушки на основе эжекгориого усилителя тяги ТВД од-новальнои схемы; исследование системы гибкого ограждения воздушной подушки, отличающейся от известных конструкции тем, что боковое ограждение выполнено по схеме с разделением потоков; общая оценка динамических свойств АВП при движении; предварительное изучение воздействия па окружающую среду; определение фактической трудоемкости и стоимости конверсии самолета.
Кроме того, были выполнены отдельные эксперименты, результаты которых использованы как в разработке теоретического обоснования, так и при конструировании АВП-20Э. Например, эксперименты по оценке возможности конверсии воздушных винтов, силовой установки самолета, серия экспериментальных исследований по оптимизации конструкции эжекторного усилителя тяги.
Не ставя задачу детального анализа предварительных экспериментальных летных исследований АВП-20Э, отметим, что:
1. В эксперименте подтверждена работоспособность предложенной функциональной схемы АВП, в частности эжекторного усилителя тяги ТВД для образования воздушной подушки, комбинированной сегментнобаллоной схемы гибкого ограждения с разделением потоков, конвертированной силовой установки самолета, системы управления, а также отдельных бортовых систем.
2. Поведение АВП не отличается от поведения самолета с шасси па воздушной подушке при движении над ровным твердым экраном. Выдерживание курса и а скорости большей ГО км/ч требует значительно меньшего вмешательства пилота, чем, например, при движении СВП «Пума».
3. Аппарат отличается высокими динамическими свойствами пол разгоне даже в случае частичной разгрузки шасси. В'.--.ход па подушку па режиме ТВД 0,2 номинального происходит без толчков и практически ощущение полета наступает
через несколько секунд после выхода двигателей на режим, что требует от пилота повышенного внимания.
4. Торможение воздушными винтами достаточно эффективно, но на скорости до 30 км/ч наличие.шасси и тормоз-пых колес целесообразно.
ЗАКЛЮЧЕНИЕ
1. Предложенная в работе самолетная концепция АВП открывает простой и эффективный путь для конструирования и производства новых видов транспортной техники с потребительскими свойствами, соответствующими условиям регионов пионерного освоения в арктической и субарктической зонах, на принципах ресурсосберегающей технологии.
2. Разработанные и использованные для оценки предложенной концепции расчетно-теоретическне методы, основанные на современным методах аэродинамики, теории авиадвигателей и методах проектирования, а также комплекс вычис-
' лптельных программ могут составить основу для создания автоматизированной системы проектирования АВП.
3. Всесторонние теоретические и экспериментальные исследования подъемно-маршевой системы с эжекторным усилителем тяги на базе выполненного ТВД одновальной схемы подтвердили ее эффективность как в случае конверсии самолетов с двух, так и с четырехдвпгательной силовой установкой. Моделирование на ЭВМ летных характеристик АВП показало,'что несмотря на некоторое ухудшение экономичности двигателей, обусловленное их конверсией, а также нерасчетным режимом работы, топливная эффективность аппаратов в условиях горизонтального полета, начиная со скорости 60 км/ч лучше, чем у вертолетов н того же порядка при движении по
' сильно пересеченной местности. Фактическая же топливная эффективность может быть выше за счет перераспределения масс топлива и перевозимого груза.
4. Себестоимость доработок незначительна и не превышает 10% от себестоимости самолета при серии АВП в 5+10 машин, при конверсии самолетов, крейсерская скорость которых <600 км/ч.
Важным резервом снижения себестоимости АВП является вовлечение в производство отработавших ресурс планера, авиадвигателей и других особосложных агрегатов. При этом себестоимость АВП по сравнению со специально спроектированными аппаратами снижается в 2,5 + 3,5 раза .и не превышает 40% себестоимости самолета-прототипа,
5. Транспортная эффективность ЛВП па основе конверсии самолетов выше в 2 раза, чем у специально спроектированных АВП при прочих равных условиях и составляет на безопасной скорости ~60 км/ч в Обско-Тазовском Заполярье 0,40 руб. (тки)-1 для АВП-20 и 0,12 руб. (тки)"1 для АВП-50, что существенно лучше этого показателя для вертолетов и автомобилей на автозимниках.
Основные результаты диссертации опубликованы в следующих работах:
.1. Бережной И. А., Игнатьев В. В. О некоторых особенностях преобразования сингулярных функции нагружепия. >// Изв. АН СССР, МТТ,— 19G9. — Хг 4. — С. 114—Мб.
2. Бережной II. Л., Игнатьев В. В. Об экспериментальном исследовании колеса с упругой шиной при движении по поверхности с трением // Изо, Лн СССР, Л1ТТ. — 1970. — 1. — С. 144—146.
3. Игнатьев В. В. О применении в транспортной системе Севера ЛВП па основе конвертирования самолетов. // Материалы Всесоюзно »конференции. «Развитие производительных сил Сибири и задачи ускорения научно-технического прогресса». Проблемы развития транспорта Сибири. — Ноиосибисрк: СО ЛН СССР, 1985. — с. 148—153.
. 4. Игнатьев В. В Те.хнико-зкопочическая эффективность применения АВП на основе конверсии самолетов на Сезсре Сибири. // /Материалы Всесоюзной конференции. «Развитие производительных сил Сибири и задачи ускорения научно-технического прогресса». Проблемы разьития транспорта Сибири. Томск: СО АН СССР, — 1990. (в печати).
5. Бережной И. А. и др. Экспериментальный самолет Ап-714 с шасси на воздушной подушке. Техническое описание / Бережной И. А., Ела-гонцсв А. Й., Игнатьев В. В и др. — предприятие В-2С14: — 1970. — -115 с.
6. Бережной И. А. и др. Экспериментальный самолет Ан-714 с шасси на воздушной подушке. Летные испытания. /Бережной И. А., Игнатьев В. В., Калинин В. А. и др. — Предприятие В-2614, 1971. — 80 с
7. Бережной И. А., Игнатьев В. В. Сопрртивление колеса, движущегося по поверхности с трением. Отчет НИР / предприятие В-2614, 172.— -60 с.
8. Транспортные аппараты на воздушной подушке на основе конверсии самолетов: Отчет о HHP / Куйбышевский политехи, ии-т (КПтИ); Руководитель В. В. Игнатьев — Шифр 900502/88; № Г. Р. 01880036029. — Куйбышев, 1990. — 32 с.
9. Характеристики ЛВГ1 с газоэжекторпон подъемно-маршевой системой на основе выполненного ТВД: Отчет о НИР / Куйбышевский политехи. ин-т (КПтИ); Руководитель В. В. Игнатьев. — Шифр 900502/88; № Г. Р. 01880036029. — Куйбышев. 1990. — 46 с.
10. Летно-технические характеристики АВП на основе конверсии самолетов с ТВД: Отчет о НИР / Куйбышевский политехи, ин-т (КПтИ); Руководитель В. В, Игнатьев. — Шифр 900502/88; № Г. Р. 01880036029,—
— Куйбышев, 1990. — 42 с.
11. Некоторые вопросы динамики АВП на основе конверсии транспортных самолетов: Отчет о МИР / Куйбышевский политехи, ип-т (КПтИ); Руководитель В. В. Игнатьев. — Шифр 900502/88; JYs Г. Р.01880036029,—
— Куйбышев, 1990. — 47 с.
12. Производственная п экономическая эффективность АВП на основе конверсии самолетоа: Огчс-т о НИР/ Куйбышевский политехи, ин-т (КПтП); Руководитель В. В. Игнатьев. — Мифр 900502/88; № Г. Р. 10880036029. — Куйбышев, 1990, — 45 с.
13. Пат. 7429403 Франция, В 60 КЗ/08. Шасси на воздушной подушке для летательных аппаратоов./ Игнатьев В. В. и др. (СССР).
14. Пат. 1465517 Англия, В 60 V 3/00 1/16. Шасси на воздушной подушке для летательных аппаратов. / Игнатьев В, В. и др. (СССР).
15. Пат. 2434789 ФРГ, B60V3/08. Шасси на воздушной подушке для самолетов. / Игнатьев В„ В. и др. (СССР).
16. Пат. 1010478 Канада, V 305-1, МW 244-76. Шасси на воздушной подушке для самолетов. / Игнатьев В. В. и др. (СССР).
"17. Пат. 7408493-0 Швеция, В 60 V 3/08 Шасси на воздушной подушке для самолетов. / Игнатьев В. В. и др. (ССС).
18. Пат. 3981462 США, В 60 V 3/08. Шасси на воздушной подушке для самолетов. / Игнат:ев В^ В. и др. (СССР).
¡9. A.c. 539796 СССР, м.кл B60V3/08. Аппарат на воздушной по дуиже. / Игнат:св В. В. и др. (СССР).
20. A.c. 331634 СССР, М.кл. В 60 V1/16. Устройство для торможения н упраЕлення аппарата на воздушной подушке, / Бережной И. А. Елатонцев А. И., Игнатьев В. В., Ивлев Д. Д. (СССР).
21. A.c. 536076 СССР, М.кл. В 60 1/3/08. Взлетно-посадочное устройство летательного аппарата на воздушной подушке. / Бережной II. А., Игнатьев В. В., Жидков Б. А., Елатонцев А. И. (СССР).
22. A.c. 333813 СССВ, М.кл. В 60 V 3/08. Взлетно-посадочное устройство летательного аппарата на воздушной подушке / Бережной И. А., Гончаров А. А., Игнатьев В. В.; Ивлев Д. Д. (СССР).
23. A.c. 296384 СССР, .МПК В 60V 3/08. Шасси па воздушной подушке летательного аппарата. / Игнатьев ,В. В. и др. (СССР).
24. A.c. 291831 СССР, МПК В 64с 25/34. Способ торможения самолс та. I О. К. Антонов, И. А. Бережной, В. В. Игнатьев.
25. A.c. 292557 СССР, МПК В09в9/08. Система для моделирования управляемости и рулежных характеристик самолета на взлетно-посадочной полосе. / О. К. Антонов, И. А. Бережной, В. В. Игнатьев.
г. Куйбышев. Типография ЭОЗ КПтИ. Заказ 11. Тираж 100 экз.
