Применение подвижной концевой аэродинамической поверхности на ближнемагистральном пассажирском самолёте

Альмир Зиннатуллин

Применение подвижной концевой аэродинамической поверхности на ближнемагистральном пассажирском самолёте

В выпускной квалификационной работе был проведен анализ состояния авиаперевозок в РФ и состава отечественного самолётного парка. Была спроектирована подвижная концевая аэродинамическая поверхность, оценены силы, действующие на нее в полёте на крейсерском режиме. Выбрана компоновочная схема трансмиссии и тип привода. В специальной части были внесены изменения в регламент обслуживания самолёта, а также разработаны технологические карты по демонтажу и монтажу, специальному детальному осмотру отсека крепления подвижных концевых аэродинамических поверхностей. Проанализировано влияние проектируемого устройства на безопасность полетов. Разработаны мероприятия по сохранению показателей безопасности полётов на должном уровне.

Транспорт

Дипломы

Вуз: Уфимский государственный авиационный технический университет (УГАТУ)

ID: 5e9dd764ca23590001d0e389

UUID: ae937bd0-6557-0138-314b-0242ac180006

Язык: Русский

Опубликовано: около 4 лет назад

Просмотры: 50

Альмир Зиннатуллин

Уфимский государственный авиационный технический университет (УГАТУ)

Комментировать 0

Рецензировать 0

Скачать - 9,2 МБ

Поделиться работой

ВВЕДЕНИЕ Рост цен на топливо и ужесточение требований к эмиссии выхлопных газов, производимых двигателями воздушных судов, ставят перед разработчиками задачу повышения топливной эффективности авиационной техники. Одним из способов решения данной задачи является улучшение местной аэродинамики в районе концевых частей крыла при помощи законцовок или концевых аэродинамических поверхностей. Именно в области концевых частей образуются вихри и возникает связанное с ними индуктивное сопротивление и развивается срыв потока при приближении угла атаки крыла к критическому. В течение сравнительно короткого промежутка времени их стали внедрять в конструкцию не только новых, но и находящихся в эксплуатации самолётов. Накоплен большой массив теоретических и экспериментальных данных по выбору оптимальной геометрической конфигурации законцовок. Тем не менее, устанавливаемые разновидности Подп. и дата законцовок могут быть оптимальны только в некотором диапазоне углов атаки крыла. Новым направлением, нуждающемся в более глубоком изучении, являются подвижные концевые аэродинамические поверхности. Ими может Инв. № дубл. быть обеспечено достижение максимальных значений аэродинамического качества на разных этапах полёта. Также возможно включение их в систему управления самолётом. Взам. инв. № Цель выпускной квалификационной работы – повышение аэродинамического качества на всех этапах полёта самолёта посредством внедрения подвижных концевых аэродинамических поверхностей. Подп. и дата Для достижения поставленной цели были решены следующие задачи: ‒ определение числа степеней свободы проблемы геометрической оптимизации конструкции концевых аэродинамических поверхностей; Инв. № подп. ‒ моделирование обтекания базового и модернизированного крыла Лит Изм. № докум. Подп. Дата 1102.102231.000 ПЗ Лист 7

потоком воздуха в рамках вычислительного эксперимента, проведенного в программном комплексе численного гидрогазодинамического моделирования ANSYS CFX; ‒ определение наиболее выгодных, с точки зрения аэродинамики, положений концевых аэродинамических поверхностей относительно крыла при различных углах атаки; ‒ определение компоновочной схемы трансмиссии и выбор типа привода; ‒ разработка технологии обслуживания элементов, входящих в систему подвижных концевых аэродинамических поверхностей; ‒ оценка степени влияния концевых аэродинамических поверхностей на безопасность полётов. Объектом исследования является крыло гражданского магистрального самолёта с подвижными концевыми аэродинамическими поверхностями. Предметы исследования – изменение процессов обтекания крыла при внедрении подвижных концевых аэродинамических поверхностей и Инв. № подп. Подп. и дата Взам. инв. № Инв. № дубл. Подп. и дата технологические процессы их технического обслуживания. Лит Изм. № докум. Подп. Дата 1102.102231.000 ПЗ Лист 8

1 Современное состояние отечественной гражданской авиации и перспективы её развития 1.1 Место гражданской авиации в транспортной системе России и прогнозы её развития Гражданская авиация является относительно молодой отраслью. Официальным днём рождения отечественной гражданской авиации принято считать 9 февраля 1923 года. Несмотря на незначительный исторический возраст, а также глубокий кризис в 90-х годах прошлого века, гражданская авиация (ГА) РФ относится к транспортным отраслям, имеющим тенденцию к стремительному развитию. Согласно данным Федеральной службы государственной статистики (Росстат) [1], количество людей, отдающих предпочтение гражданской авиации, в 2018 году выросло в 3 раза к данным 2005 года. В свою очередь, число пассажиров железнодорожного транспорта за аналогичный период снизилось на 16,3 %. Динамика изменения удельного веса Подп. и дата отдельных видов транспорта в общем числе пассажиров изображена на Взам. инв. № Инв. № дубл. рисунке 1.1 [2]. Подп. и дата Виды пассажирского транспорта: – железнодорожный – морской – воздушный Рисунок 1.1 – Изменение удельного веса отдельных видов транспорта в Инв. № подп. общем числе пассажиров Лит Изм. № докум. Подп. Дата 1102.102231.000 ПЗ Лист 9

На рисунке 1.2 представлено изменение числа пассажиров гражданского воздушного транспорта в РФ в зависимости от времени [2, 3, 4] (данные по 2019 году взяты за период с января по сентябрь). Рисунок 1.2 – Изменение количества пассажиров воздушного гражданского транспорта РФ В начале 2014 года прослеживается уменьшение числа пассажиров, ситуация изменяется в положительную сторону в 2016. Среднегодовой темп сокращения – порядка 2 % в год. Уменьшение числа перевезенных пассажиров Подп. и дата в этом отрезке времени определяется снижением количества международных перевозок. Основные причины снижения показателей – административное закрытие емких сегментов рынка (Египта, Турции, Украины), вызванное Инв. № дубл. факторами, и уход с рынка в октябре 2015 г. такого серьезного «игрока», как Взам. инв. № необходимостью обеспечения безопасности перевозок и политическими внутренние авиаперевозки активизировались со средним ростом в 10,4 % в год. авиакомпания (АК) «Трансаэро» [5]. На фоне падения числа пассажиропотока и пассажирооборота на международных направлениях в двухлетнем периоде, Этому способствовало развитие таких компаний-дискаунтеров, как «Победа», рост туристического потенциала страны, а также реализация региональных Подп. и дата программ по развитию транспортной инфраструктуры, субсидированию внутренних региональных и межрегиональных авиаперевозок [6]. Для российской ГА характерно практически пропорциональное Инв. № подп. изменение показателей перевозок пассажиров и пассажирооборота, причем Лит Изм. № докум. Подп. Дата 1102.102231.000 ПЗ Лист 10

тренд имеет преимущественно положительный характер (рисунок 1.3, числитель – перевезённые пассажиры, знаменатель – пассажирооборот). Рисунок 1.3 – Перевозки пассажиров и пассажирооборот воздушного транспорта Увеличение объясняется одновременным открытием новых аэропортов, модернизацией уже построенных (строительство и ремонт терминалов и ВПП), увеличением доли международных аэропортов и созданием новых воздушных трасс. Сокращение – низкой платежеспособностью населения (в период мирового кризиса), закрытием популярных туристических и ключевых Подп. и дата экономических направлений (в 2014–2015 годах). Удельный вес отдельных видов транспорта различных стран мира в общем пассажирообороте по состоянию на 2016 год [1] представлен в Инв. № дубл. таблице 1.1. Таблица 1.1 – Удельный вес отдельных видов транспорта в общем пассажирообороте в различных странах по состоянию на 2016 год Взам. инв. № Сумма, млрд пасс.-км Россия 29,26 29,28 41,46 425,9 Германия 7,05 74,45 18,50 1357,9 Китай 40,35 32,81 26,84 3117,5 Великобритания 6,30 65,21 28,50 1078,7 США 0,48 81,68 17,84 8416,2 Франция 8,01 75,21 16,78 1095,0 1 автобусы и такси регулярного сообщения (внутреннее междугородное и международное сообщение) 2 регулярные рейсы ГА Инв. № подп. Подп. и дата Страна Лит Изм. № докум. Железнодорожный Автомобильный1 Воздушный2 Подп. Дата 1102.102231.000 ПЗ Лист 11

В соответствии с приведёнными данными, в странах с развитой системой автомобильных дорог, таких как США, Великобритания, Франция и Германия, преобладает доля автомобильного транспорта. В России сравнительно высок процент воздушного пассажирского транспорта в суммарном по трём видам транспорта пассажирообороте. Это объясняется, во-первых, низким качеством железнодорожной и автомобильной инфраструктуры, во-вторых, огромной площадью государства. Для ряда регионов России магистральные самолёты являются единственным способом транспортной связи между остальной частью страны. ОАК даёт следующие прогнозные данные рынка авиатранспортной отрасли [7]. Ежегодные темпы роста всемирного пассажирооборота до 2038 года будут колебаться в пределах 4,0 %. Доля России в мировом пассажирообороте немного увеличится – с 3,5 % в 2019 году до 3,7 % к 2038 году. В прогнозной перспективе значительных изменений долей в мировом пассажирообороте не произойдет в СНГ (без России) и странах африканского континента (плюс 0,2 и 0,3 процентных пункта соответственно). За Подп. и дата аналогичный период времени снижение доли пассажирооборота произойдет в Северной Америке (США и Канада, 22,4 % в 2019 году, 15,3 % к 2038 году), Европе (23,2 % в 2019 году, 19,1 % к 2038 году). Китай, страны Ближнего Инв. № дубл. мировой пассажирооборот (рост на 4,8, 1,3 и 3,5 процентных пунктов к 2038 Взам. инв. № Востока и Азиатско-Тихоокеанского региона заметно увеличат вклад в прошлого столетия ГА РФ реабилитируется: на протяжении чуть меньше 20 году соответственно). Таким образом, после затяжного периода стагнации в 90-х годах лет прослеживается стабильный рост показателей перевозки пассажиров и пассажирооборота с короткими промежутками уменьшения, соответствующим Подп. и дата кризисам 2008 и 2014 годов. С течением времени увеличивается и удельный вес гражданского воздушного транспорта в транспортной системе страны. Благодаря успешной реализации государственных программ, субсидированию, Инв. № подп. увеличению Лит Изм. № докум. туристического Подп. Дата потенциала страны, совершенствованию 1102.102231.000 ПЗ Лист 12

авиационной инфраструктуры, открытию новых АК-дискаунтеров, одновременно развиваются и региональные, и международные воздушные перевозки. 1.2 Анализ состава отечественного парка самолётов Реестровый состав парка воздушных судов на ноябрь 2019 года составил 8829 ВС различного назначения [8]. В это число входило 2666 ВС [9] эксплуатируемого коммерческого парка. За период 2010–2017 гг. существенно изменилась возрастная структура флота гражданских самолётов РФ (таблица 1.2). Таблица 1.2 – Состав эксплуатационного парка гражданских ВС в возрастном разрезе, % [1, 10] 2000 2005 2010 2011 2012 2014 2014 2015 2016 2017 менее 5,0 5,1…15,0 15,1…30,0 более 30,0 1,0 56,9 40,4 1,7 1,3 11,7 68,0 19,0 5,4 23,8 59,7 11,1 19,8 22,8 57,2 0,2 7,8 5,0 56,9 30,3 16,9 21,5 40,1 21,5 16,7 22,8 37,0 23,5 7,7 9,2 42,1 41,1 8,8 10,5 34,6 46,1 9,3 10,5 29,4 50,8 Подп. и дата ВС, находящиеся в эксплуатации, лет Инв. № дубл. Из положительных тенденций можно выделить увеличение доли ВС, находящихся в эксплуатации не более 5 лет, и уменьшение доли ВС, находящихся в эксплуатации от 5,1 до 30,0 лет. Однако за тот же период сильно Взам. инв. № выросла доля ВС со значительным сроком эксплуатации (более 30 лет). Примечательно, что в реестре гражданских ВС основную часть составляют морально и физически устаревшие самолёты Ан-2 (12,3 %). Ан-2 Подп. и дата также занимает наибольшую долю в структуре эксплуатационного парка, уменьшения удельного веса данного самолёта в парке ВС отечественного производства с течением времени не происходит, напротив заметно повышение Инв. № подп. (10 % – 2010, 12,8 % – 2017) [1]. В то же время происходит постепенный вывод Лит Изм. № докум. Подп. Дата 1102.102231.000 ПЗ Лист 13

из эксплуатации такой устаревшей АТ, как Ан-24, Ту-134, Ту-154, Як-40 и Як-42. Однако темпы вывода советской АТ из эксплуатации медленнее темпов её старения: по состоянию на конец 2017 года для более чем половины эксплуатационного парка ВС возраст составлял более 30 лет. Данные по составу парка гражданских пассажирских ВС на начало 2019 и 2015 годов представлены в таблице 1.3. В сравнении с итогами 2014 года, в 2018 году в общей численности парка произошло увеличение состава. Веса отдельных классов с течением времени практически не изменялись. Таблица 1.3 – Российский парк гражданских пассажирских ВС в разрезе классов [11] (вместимость – более 19 пассажиров, кроме деловой авиации) Инв. № подп. Подп. и дата Взам. инв. № Инв. № дубл. Подп. и дата Дальнемагистральные (Д) А330 B-747 B-777 2018 2014 2018 2014 2018 2014 33 24 28 34 50 28 Среднемагистральные (С) A319 A320 A321 B-737 B-757 2018 2014 2018 2014 2018 2014 2018 2014 2018 2014 65 70 157 121 78 64 218 193 26 27 B-767 Ту-154 Ту-204 2018 2014 2018 2014 2018 2014 23 46 1 10 11 13 Ближнемагистральные (Б) ATR-42 ATR-72 CRJ-100/200 DHC-8 DHC-6 2018 2014 2018 2014 2018 2014 2018 2014 2018 2014 5 5 15 15 41 64 14 9 12 4 EMB 120 ERJ 135 E170 E190 L-410 2018 2014 2018 2014 2018 2014 2018 2014 2018 2014 0 2 5 3 17 0 6 2 34 39 Saab 340 Saab 2000 SSJ 100 Ан-24 Ан-28 2018 2014 2018 2014 2018 2014 2018 2014 2018 2014 0 2 0 1 95 31 54 69 6 8 Ан-38 Ан-74 Ан-148 Ту-134 2018 2014 2018 2014 2018 2014 2018 2014 1 3 8 12 5 13 5 14 Як-40 Як-42 2018 2014 2018 2014 18 20 26 38 Итого ВС: 1057 (2018), 984 (2014) Лит Изм. № докум. Подп. Дата 1102.102231.000 ПЗ Лист 14

Окончание таблицы 1.3 Классы ВС Д Б 2018 2014 2018 2014 2018 2014 111 10,5 % 86 8,7 % 579 54,8 % 544 55,3 % 367 34,7 % 354 36,0 % 100,0 % 0 100,0 % 0 97,9 % 2,1 % 95,8 % 4,2 % 40,6 % 59,4 % 41,2 % 58,7 % Количество Производство: иностранное отечественное С В 2018 году основу парка составляли среднемагистральные самолёты (54,8 %), доля ближнемагистральных – 34,7 %. Причина такого распределения состоит в том, что на дальностях до 4000 км авиакомпаниями РФ выполнялось 70,6 % всего пассажирооборота, и такой расклад событий в целом сохранится до 2037 года [12]. АТ иностранного производства в классе среднемагистральных ВС явно преобладает над отечественной. Более того, отечественные дальнемагистральные самолёты были полностью выведены из коммерческой эксплуатации, а темпы модернизации и разработки самолётов дальнемагистрального класса намного ниже мировых. Российские и советские Подп. и дата ближнемагистральные самолёты доминируют над иностранными ВС того же класса в количественном отношении. В данном классе скорости вывода из эксплуатации устаревшей отечественной техники и замена её новейшей российской совпадают. Инв. № дубл. авиапредприятий, по состоянию на конец октября 2019 года имеющих Взам. инв. № В таблице 1.4 приведён список пяти лидирующих российских Таблица 1.4 – Состав парков ВС топ-5 авиакомпаний России сертификат эксплуатанта на осуществление коммерческих перевозок [13]. Наименование ВС (их количество) 2 А320-214 (78), А-321-211 (34), А330-243 (5), А330-343 (17), ПАО B-737-8LJ (19), B-737-800 (28), «Аэрофлот» B-777-3MOER (17), RRJ-95B (SSJ 100) (49) Всего ВС: 247 Инв. № подп. Подп. и дата АК 1 Лит Изм. № докум. Подп. Дата Итог по типам 3 Из них: среднемагистральные – 159 (64,4 %) дальнемагистральные – 39 (15,8 %) ближнемагистральные – 49 (19,8 %) 1102.102231.000 ПЗ Лист 15

Окончание таблицы 1.4 1 2 A319-111 (1), A319-114 (16), A320-214 (18), A320-271N (16), A321-211 (6), A321-231 (1), A321-271N (4), ERJ 170-100LR (17), Всего ВС: 79 A319-111 (17), A319-112 (2), A319-114 (1), A319-115 (1), A320-214 (6), B-737-8AS (2), B-737-8GJ (2), B-737-8LJ (5), B-737-8MC (1), B-737-8Q8 (1), B-737-800 (5), B-747-412 (1), B-747-446 (8), B-777-31HER (5), B-777-312 (5) Всего ВС: 62 A319-112 (5), A320-214 (21), A-320-232 (3), A-320-251N (2), A-321-211 (8), A321-231 (7) Всего ВС: 46 Сибирь («S7 Airlines») Россия Уральские авиалинии B-737-800 (30) Всего ВС: 30 Победа 3 Из них: среднемагистральные – 79 (100,0 %) дальнемагистральные – 0 ближнемагистральные – 0 Из них: среднемагистральные – 43 (69,4 %) дальнемагистральные – 19 (30,6 %) ближнемагистральные – 0 Из них: среднемагистральные – 46 (100,0 %) дальнемагистральные – 0 ближнемагистральные – 0 Из них: среднемагистральные – 30 (100,0 %) дальнемагистральные – 0 ближнемагистральные – 0 Из активных эксплуатантов продукции российского авиапрома в этом Подп. и дата списке можно выделить только ПАО «Аэрофлот» – в парке предприятия насчитывается 49 самолётов SSJ 100 (RRJ-95B). В соответствии со сведениями Росавиации [13], эксплуатантами SSJ 100 Инв. № дубл. «Аэрофлот», Взам. инв. № (RRJ-95LR и RRJ-95B) являются АК «Азимут», «АСК МЧС России», ПАО ООО «Газпромавиа», АО «ИрАэро», «РусДжет», ООО авиаперевозчики в Мексике, Казахстане и Таиланде. В напряженной «Северсталь АП», «Якутия», ОАО «Ямал АТК». Суммарный реестровый состав – 101 единица. Кроме России эти самолеты используют геополитической среде производство и экспорт данного типа ВС осложняется его же конструкцией, которая в большей степени состоит из иностранных Подп. и дата комплектующих. Ввиду этого проводятся мероприятия по так называемому «импортозамещению». Стоит отметить, АО «Гражданские самолёты Сухого» в 2018 году разработана конструкция крыла с законцовками для увеличения Инв. № подп. конкурентоспособности и гармонизации SSJ 100 с международными Лит Изм. № докум. Подп. Дата 1102.102231.000 ПЗ Лист 16

требованиями. В Государственной программе «Развитие авиационной промышленности на 2013–2025 авиастроения годы» [14]. определены В ключевые области проекты гражданского гражданского самолётостроения (подпрограмма 1) планируется выделение средств на создание пассажирских самолётов МС-21 и SSJ 100. Также ОАК ведет разработку и производство опытных экземпляров Ил-114-300 (должен заменить импортные самолёты на местных воздушных линиях), Ил-96-400М (дальнемагистральный пассажирский самолёт, способный вмещать до 390 пассажиров) и CR929 (совместный с Китаем проект дальнемагистрального пассажирского самолёта). Таким образом, количественный состав парка гражданских ВС России представляет собой относительно стабильную величину. Очевидно то, что российскому гражданскому самолётному парку требуется срочная модернизация. С течением времени произошло резкое увеличение доли ВС, находящихся в эксплуатации более 30 лет. В сегменте дальне- и среднемагистральных самолётов явно доминирует иностранная техника, и в Подп. и дата ближайшие годы заметного исправления ситуации наблюдаться не будет. В отечественном парке ближнемагистральных самолётов одновременно заметно и положительное изменение возрастного состава, и увеличение доли Инв. № дубл. российских самолётов: в этом заслуга SSJ 100, приходящего на замену устаревшим представителям класса. Однако производство этого самолёта во Взам. инв. № многом диктуется политической ситуацией в мире. 1.3 Сравнение самолётов-аналогов с SSJ 100 (RRJ-95B и RRJ-95LR) Подп. и дата Из находящихся в эксплуатации наиболее близкими по лётнотехническим характеристикам (ЛТХ) к RRJ-95B и RRJ-95LR являются самолёты CRJ 1000ER (Канада), ERJ-190LR (Бразилия) и ARJ21-900ER (Китай) Инв. № подп. [15, 16, 17, 18, 19, 20]. Лит Изм. № докум. Подп. Дата 1102.102231.000 ПЗ Лист 17

Сравнение самолётов (таблица 1.5) выполнено на основании двух групп параметров: первая группа включает в себя параметры ЛТХ, максимальные значения которых характеризуют совершенство того или иного самолёта (максимальная дальность полёта, максимальная коммерческая загрузка и практический характеризуют потолок), вторая превосходство – наоборот самолёта над – параметры, другими которые минимальными значениями (удельный расход топлива, длины разбега и пробега). Таблица 1.5 – Лётно-технические характеристики RRJ-95B, RRJ-95LR и их Подп. и дата аналогов RRJ-95B RRJ-95LR 1 2 3 Инв. № дубл. 4 5 6 27,80 26,20 28,72 27,29 Длина самолёта, м 29,94 39,10 38,65 36,36 Высота самолёта, м 10,28 7,50 10,55 8,44 3 048 4 578 3 056 4 445 3 334 Максимальная взлётная масса, кг 45 880 49 450 41 640 50 300 47 182 11 975 13 063 11 246 2 079 1 830 1 950 12 245 Длина разбега, м Взам. инв. № ARJ21900ER Размах крыла, м Максимальная коммерческая загрузка, кг Лит CRJ 1000ER ERJ-190LR Максимальная дальность полёта, км 1 731 2 052 Длина пробега, м 1 630 1 754 1 226 1 700 Масса пустого, кг 24 250 23 179 28 080 26 770 Крейсерская скорость, км/ч 830 829 829 828 Практический потолок, м 12 192 12 497 12 500 11 900 Число пассажиров 871, 98, 1082 100 114 105 Маршевые двигатели 2 SaM146- 2 SaM1461S17 1S18 Подп. и дата Инв. № подп. Параметр Изм. № докум. Подп. Дата 2 GE CF34- 2 GE CF34- 2 GE CF348C5A1 10E5 10A 1102.102231.000 ПЗ Лист 18

Окончание таблицы 1.5 1 2 3 4 5 6 Тяговые показатели, Н 69 8203 66 370 73 3203 66 370 60 6303 60 840 77 3503 75 800 78 4664 1,926 1,813 1,841 Удельный расход топлива на крейсерском режиме, 10-5 кг/(Н∙с) 1,785 1 в компоновке для АК «Аэрофлот» возможно расширение числа кресел 3 числитель – нормальная взлетная тяга, знаменатель – максимальная тяга на крейсерском режиме (продолжительном режиме) 4 тяга двигателя на стенде 2 На рисунках 1.4 конкурентоспособности и 1.5 RRJ-95B представлены и RRJ-95LR, результаты представляющие анализа собой конкурентные профили, в которых отражены выигрыши и проигрыши ВС- Инв. № дубл. Подп. и дата аналогам по параметрам в процентах. Взам. инв. № А б в 1 – максимальная дальность полёта, 2 – максимальная коммерческая загрузка, 3 – практический потолок, 4 – удельный расход топлива на пассажира, 5 – длина пробега, 6 – длина разбега Рисунок 1.4 – Конкурентный профиль RRJ-95B относительно Подп. и дата CRJ 1000ER (а), ERJ-190LR (б) и ARJ21-900ER (в) По удельному расходу топлива на пассажира, RRJ-95B и RRJ-95LR совершеннее CRJ 1000ER на 14,19 %, ARJ21-900ER – на 5,74 %, а проигрыш Инв. № подп. самолёту ERJ-190LR составляет 3,93 %. Длина пробега RRJ-95B и RRJ-95LR Лит Изм. № докум. Подп. Дата 1102.102231.000 ПЗ Лист 19

почти на треть больше аналогичного параметра ERJ-190LR, но меньше, чем у остальных ВС. Длина разбега RRJ-95B минимальна среди всех рассматриваемых самолётов. RRJ-95LR по данному показателю проигрывает ERJ-190LR и ARJ21-900ER (рисунок 1.5). А б в 1 – максимальная дальность полёта, 2 – максимальная коммерческая загрузка, 3 – практический потолок, 4 – удельный расход топлива на пассажира, 5 – длина пробега, 6 – длина разбега Рисунок 1.5 – Конкурентный профиль RRJ-95LR относительно Подп. и дата CRJ 1000ER (а), ERJ-190LR (б) и ARJ21-900ER (в) Максимальная дальность полёта RRJ-95B сопоставима с дальностью полёта CRJ 100ER, однако меньше на 31,43 %, чем у ERJ-190LR и на 8,58 %, Инв. № дубл. чем у ARJ21-900ER. В свою очередь, максимальная дальность полёта RRJ-95LR наибольшая среди рассматриваемых пяти ВС. Максимальная коммерческая загрузка двух моделей SSJ 100 составляет 12245 кг, что на 2,25 % выше, чем у Взам. инв. № CRJ 100ER, на 6,26 % меньше, чем у ERJ-190LR, и на 8,88 % больше, чем у ARJ21-900ER. Таким образом, RRJ-95B и RRJ-95LR демонстрируют способности к Подп. и дата конкуренции на современном рынке за счёт относительно экономичной силовой установки, близкой к уровню ERJ-190LR. Вдобавок, конкурентоспособность RRJ-95LR подкрепляется максимальной дальностью Инв. № подп. полётов. Лит Изм. № докум. Подп. Дата 1102.102231.000 ПЗ Лист 20

1.4 Обзор конструктивных решений по уменьшению индуктивной составляющей аэродинамического сопротивления воздушного судна Известно, что для крыла бесконечного размаха на дозвуковых режимах обтекания характерно профильное сопротивление, определяемое суммой сопротивления трения и сопротивления давления. Трёхмерность обтекаемых тел задаёт дополнительную составляющую – индуктивную. Дополнительно при рассмотрении всего планера появляется вредное сопротивление, связанное с взаимодействием (интерференцией) отдельных частей планера. Результирующую силу принято называть лобовым сопротивлением. Подъемная сила возникает благодаря положительному перепаду давлений на верхней и нижней поверхности крыла как бесконечного, так и конечного размахов. Отличительной особенностью крыла конечного размаха является то, что воздух с нижней части крыла перетекает с торцов в верхнюю. В результате взаимодействия потоков индуцируются концевые вихри (рисунок 1.6). Как следствие, возникает скос потока – отклонение местного Подп. и дата течения перед крылом вниз. При этом скос наиболее интенсивен в концевых Взам. инв. № Инв. № дубл. частях крыла из-за заметной деформации линий тока на них. Подп. и дата Рисунок 1.6 – Образование вихрей, сбегающих с концевых частей крыла Целесообразно рассмотреть обтекание цилиндрических крыльев конечного и бесконечного размахов одинакового профиля в скоростной Инв. № подп. системе координат относительно средней аэродинамической хорды (САХ). Как Лит Изм. № докум. Подп. Дата 1102.102231.000 ПЗ Лист 21

видно из рисунка 1.7, для крыла конечного размаха скос потока приводит к уменьшению угла атаки α на величину угла скоса ε до истинной αист . Для данного крыла по определению вектор подъемной силы должен быть нормален к направлению местного движения воздуха V, отличного от направления невозмущенного потока V∞ ввиду скорости скоса W. Следовательно, векторы Ya и Y'a отклонены друг от друга в соответствии со скосом (Ya – подъемная сила крыла бесконечного размаха аналогичного профиля). Кроме того, величина подъемной силы крыла конечного размаха меньше, чем у крыла бесконечного размаха по причине уменьшения фактического угла атаки на части крыла. Проекцию силы Y'a на направление невозмущенного потока принято называть Подп. и дата индуктивным сопротивлением. Рисунок 1.7 – Влияние скоса потока на обтекание крыла конечного размаха Инв. № дубл. С физической точки зрения, индуктивное сопротивление объясняется тем, что на поддержание свободных вихрей затрачивается часть кинетической энергии обтекающего крыло потока. Взам. инв. № Уменьшение индуктивного сопротивления на сегодняшний день является актуальной задачей по следующим причинам. Для самолётов ГА совокупный вклад индуктивного и профильного Подп. и дата сопротивления в полное составляет чуть более 80 % (порядка 30 и 50 %, соответственно) [21]. По данным средней в РФ стоимости топлива ТС-1 без учёта НДС, предоставляемых Федеральным агентством воздушного Инв. № подп. транспорта (Росавиация) [22], за период с 2014 по 2018 год произошел Лит Изм. № докум. Подп. Дата 1102.102231.000 ПЗ Лист 22

существенный рост цен (рисунок 1.8): в течение 2018 года удельная цена ТС-1 выросла на 31,46 % к данным 2016 года, а к концу 2018 года стоимость снова выросла на 14,15 %. По итогам января-октября 2019 года стоимость слегка снизилась. В таких жестких ценовых условиях АК необходимы ВС, все более совершенные с точки зрения аэродинамики и удельных тяговых показателей. Рисунок 1.8 – Хронология цен на авиатопливо ТС-1 Попадание в вихревой след последующего самолёта может стать причиной авиационного происшествия. Например, интенсивность концевых Подп. и дата вихрей, генерируемых тяжёлыми самолётами, сохраняется на больших расстояниях: согласно данным лётных испытаний, проведенных NASA и FAA в 1970-х годах, для неблагоприятных атмосферных условий потребная безопасная дистанция между впереди идущим ВС Lockheed C-5A и летящим за Инв. № дубл. ним пассажирским Convair CV-990 достигает величины в 28 км [23]. Далее рассмотрены конструктивные решения по сокращению Взам. инв. № индуктивного сопротивления. 1.4.1 Увеличение удлинения крыла Подп. и дата В 1923 году Прандтль математически обосновал, что для крыла эллиптической формы в плане будет достигаться минимум коэффициента индуктивного сопротивления [24], в той же работе теоретически и Инв. № подп. экспериментально исследовано влияние удлинения крыла на индуктивное Лит Изм. № докум. Подп. Дата 1102.102231.000 ПЗ Лист 23

сопротивление. В соответствии с формулой (1.1) [25] – параболой индуктивного сопротивления, индуктивное сопротивление тем больше, чем выше коэффициент подъемной силы, и тем ниже, чем больше размах крыла. c2y cx,i = , πλe где (1.1) cx,i – коэффициент индуктивного сопротивления; cy – коэффициент подъемной силы; λ – удлинение крыла; e – коэффициент, зависящий от формы крыла (для крыла эллиптической формы e = 1). Из вышеизложенного можно сделать вывод, что увеличение размаха крыла (удлинения) с сохранением подъемной силы может быть рассмотрено как один из способов уменьшения индуктивной составляющей сопротивления. Применимость Подп. и дата необходимостью подхода, обеспечения в первую нормативной очередь, ограничивается прочности, жесткости и манёвренности полученного крыла, а это может привести к увеличению массы ВС. В основном увеличение размаха крыла даёт положительные результаты без потерь лётно-технических параметров для беспилотных ЛА и ВС лёгкой Инв. № дубл. авиации. Взам. инв. № 1.4.2 Аэродинамические гребни крыла Представляют собой вертикальные аэродинамические поверхности на верхней части крыла. Они препятствуют перетеканию пограничного слоя вдоль Подп. и дата консолей крыла в сторону концевых частей, предотвращая тем самым концевой срыв потока, а также предотвращают ранний срыв потока со всей поверхности крыла по мере роста угла атаки. Впервые аэродинамические гребни были Инв. № подп. установлены на истребитель Messerschmitt Bf 109B, их применение было Лит Изм. № докум. Подп. Дата 1102.102231.000 ПЗ Лист 24

обосновано немецким аэродинамиком Вольфгангом Либе, который в 1938 году получил патент на своё изобретение [26]. В настоящее время на самолётах ГА аэродинамические гребни широкого применения не находят, так как проявляют заметную эффективность на больших углах атаки, не реализуемых в эксплуатации. Использовались как в военной (например, МиГ-19 и МиГ-21), так и в гражданской авиации (например, Ту-104, Ту-134 – рисунок 1.9, Ту-154 и Ил-86). Рисунок 1.9 – Ту-134 с аэродинамическими гребнями на крыле Подп. и дата 1.4.3 Струйные законцовки крыла Являются видом энергетических систем управления пограничным слоем. Уменьшение индуктивного сопротивления осуществляется за счёт выдува Инв. № дубл. струй из торцов крыла и вдоль его размаха (рисунок 1.10, а), под углом к плоскости крыла (рисунок 1.10, б) или же тангенциально на имеющуюся Подп. и дата Взам. инв. № законцовку крыла (рисунок 1.10, в). А б в Рисунок 1.10 – Виды струйных законцовок Инв. № подп. При несимметричном дифференциальном выдуве струй на малых Лит Изм. № докум. Подп. Дата 1102.102231.000 ПЗ Лист 25

скоростях полёта, когда динамическое воздействие струи соизмеримо с напором набегающего потока, данные системы могут быть использованы для повышения поперечной и путевой управляемости ВС. Теоретические и экспериментальные изыскания в области поперечного сдува проведены Ж. Корнишем и Е. Карафоли в 1960–1970 годах [27, 28]. В работах авторы приходят к выводу о том, что применение струйных законцовок даёт существенный положительный эффект, однако Карафоли отмечено, что эффект тем сильнее, чем меньше удлинение крыла. Уменьшение индуктивного сопротивления при торцевом выдувании струи происходит ввиду смещения в сторону от крыла концевых вихрей. Вдобавок, уменьшается завихрённость концевого вихря благодаря происходящей диффузии потоков. Действительность таких заключений Инв. № дубл. Подп. и дата подтверждается экспериментально (рисунок 1.11). Взам. инв. № А б а – без выдува, б – с торцевым выдувом (контуры на рисунке – изолинии местных скоростей вихря) Рисунок 1.11 – Распределение вихрей за прямоугольным крылом [29] Для прямоугольной в плане модели крыла осуществлялся выдув воздуха Подп. и дата из щелевого сопла прямоугольной формы размерами 0,15 на 10,95 см [29], крыло обдувалось потоком со скоростью 40 м/с, установочные углы атаки варьировались от 0 до 8°. Для угла атаки в 6° и коэффициента импульса струи Инв. № подп. (отношения её импульса к скоростному напору), равному 0,06, измерения Лит Изм. № докум. Подп. Дата 1102.102231.000 ПЗ Лист 26

полей скоростей за крылом в плоскости на расстоянии 36 см показали заметное влияние наличия вдувания воздуха с торца крыла. Так, величины скоростей вихрей существенно уменьшились, ось вихря сместилась по горизонтали примерно на 0,68 см, по вертикали – порядка на 0,45 см. Несомненным достоинством струйных законцовок является отсутствие механических подвижных поверхностей. Основной недостаток – низкая эффективность, в сравнении с другими энергетическими средствами управления пограничным слоем. Для функционирования системы необходим подвод сжатого воздуха, отбираемого от компрессоров двигателей ВС. Существует вероятность того, что положительный эффект внедрения струйных законцовок перекроется недостатком тяги, вызванным дополнительным отбором воздуха. 1.4.4 Отрицательная крутка крыла Подп. и дата Установка профилей крыла одной серии под разными уменьшающимся к концевым частям углами (отрицательная геометрическая крутка) или же подбор разных профилей крыла в зависимости от размаха (аэродинамическая крутка) (рисунок 1.12) приводят к уменьшению разности давлений на верхней Инв. № дубл. и нижней поверхности, а это позволяет снизить величину индуктивного Взам. инв. № сопротивления. А б Подп. и дата а – геометрическая (с отрицательным углом крутки концевого профиля εк ), б – аэродинамическая Рисунок 1.12 – Виды круток крыла Инв. № подп. Первое применение отрицательной геометрической и аэродинамической Лит Изм. № докум. Подп. Дата 1102.102231.000 ПЗ Лист 27

крутки датируется 1911–1912 годами, тогда ирландский инженер Джон Данн применил крутку для обеспечения продольной и путевой устойчивости монопланов [30]. Геометрическая крутка оптимальна только на одной расчётной скорости (например, крейсерской), более расширенный диапазон скоростей даёт аэродинамическая крутка. Определение выгодной геометрической крутки является многофакторной задачей, в которой входными величинами могут выступать форма профилей, углы крутки сечений и угол атаки крыла, а выходными – распределение аэродинамической нагрузки по крылу, продольный статический момент и величина индуктивного сопротивления [31]. 1.4.5 Законцовки крыла Неоценимый вклад в исследование эффективности внедрения в Подп. и дата конструкцию крыльев аэродинамическими законцовок, поверхностями называемых (КАП), внёс также Ричард концевыми Уиткомб. Положительные результаты продувок в аэродинамической трубе в NASA Инв. № дубл. на многих ВС. В попытках уменьшить величину индуктивного сопротивления Взам. инв. № модели самолёта с законцовками [32] популяризировали идею их применения вертикальная концевая шайба, благодаря которой трёхмерное обтекание крыла учёными и проектировщиками было разработано большое количество разновидностей форм КАП. Наиболее простой формой КАП является приближается к двухмерному, однако увеличивающееся при этом профильное сопротивление сводит на нет эффект применения КАП такой конструкции. Подп. и дата Значит, КАП должны не только быть так называемым барьером против перетекания воздуха из нижней части крыла в верхнюю, но и создавать собственное поле аэродинамических сил, интенсифицирующее эффект Инв. № подп. уменьшения индуктивного сопротивления и благоприятно действующее на Лит Изм. № докум. Подп. Дата 1102.102231.000 ПЗ Лист 28

показатели совершенства ВС. Подп. и дата Конструктивные разновидности КАП представлены на рисунке 1.13 [33]. А б В г Д е ж Инв. № дубл. а – canted winglet (Bombardier CRJ-200), б – blended winglet (Sukhoi Superjet 100), в – wingtip fence (Airbus A320), г – split winglet (семейства Boeing 737 MAX и NG c 2014 года), д – «Whitcomb winglet» (McDonnell Douglas MD-11), е – tipped spiroid (Dassault Falcon 50), ж – raked tip (Boeing 787-9 Dreamliner) Рисунок 1.13 – Виды КАП Основные принципы разработки КАП: Взам. инв. № 1) отклонение КАП от горизонтальной плоскости: а) КАП под некоторым углом вверх или вниз от плоскости крыла c криволинейной поверхностью сопряжения или без нее: canted winglet Подп. и дата (рисунок 1.13, а); б) КАП под углом к плоскости крыла с плавной круткой вверх: blended winglet (рисунок 1.13, б); Инв. № подп. в) сдвоенные КАП: wingtip fence (рисунок 1.13, в), split winglets Лит Изм. № докум. Подп. Дата 1102.102231.000 ПЗ Лист 29

(рисунок 1.13, г), Whitcomb winglet (рисунок 1.13, д); г) спироидные КАП: closed spiroid, tipped spiroid (рисунок 1.13, е); 2) сохранение КАП в горизонтальной плоскости: а) традиционные концевые обтекатели; б) КАП с бо́льшим углом стреловидности, чем у крыла: raked tip (рисунок 1.13, ж). Приведённый список разновидностей КАП на сегодняшний день широко применяется на самолётах ГА, однако не является исчерпывающим, многие компании развернули широкомасштабную борьбу с индуктивным сопротивлением при помощи КАП, результатами их работы является бесчисленное множество патентов и конфигураций форм законцовок. Согласно данным компании «Boeing» [34] внедрение в конструкцию крыла самолётов серии Boeing 737 NG (-700, -800, -900) законцовок типа «blended winglet» позволило увеличить дальность полётов в среднем на 6 %. В особенности, заметный рост данного показателя достигнут на Boeing 737-700 Подп. и дата (таблица 1.6). Таблица 1.6 – Увеличение дальности полётов ВС Boeing 737-700, -800 и Взам. инв. № Инв. № дубл. -900 за счёт установки винглетов Дальность полёта, км Модельный ряд семейства Boeing 737 NG до внедрения винглетов после внедрения винглетов 700 800 900 6019,0 5426,4 4944,8 6730,2 5667,1 5046,7 Относительное увеличение, % 11,8 4,4 2,1 К основным достоинствам КАП относят бо́льшее снижение расхода топлива, чем при увеличении размаха крыла при одинаковых требованиях Подп. и дата прочности, жесткости и управляемости; сохранение соответствия ВС требуемым габаритным размерам в аэродромах. К недостаткам можно отнести увеличенный изгибающий момент от самой массы КАП и действующих в Инв. № подп. полёте на неё аэродинамических сил; возможное чрезмерное повышение Лит Изм. № докум. Подп. Дата 1102.102231.000 ПЗ Лист 30

устойчивости в отсутствие ветра и возникновение моментов, нарушающих устойчивость за счёт «парусности» при боковом ветре; смещение центра тяжести крыла из-за установки КАП приводит к уменьшению критической скорости флаттера; усиление болтанки при полётах в возмущенной атмосфере. В таблице 1.7 на основе анализа, проведенного выше, представлены конструктивные меры по уменьшению индуктивной составляющей полного аэродинамического эксплуатации, с сопротивления целью самолётов, сохранения их уже находящихся конкурентоспособности в на долгосрочную перспективу. Таблица 1.7 – Методы доработок конструкции ВС, находящихся в Инв. № дубл. Подп. и дата эксплуатации, с целью уменьшения индуктивного сопротивления Метод Основные достоинства Увеличение размаха крыла Простота реализации с точки зрения аэродинамики Основные недостатки Необходимость пересмотра всей конструктивно-силовой схемы крыла и фюзеляжа из-за заметного роста изгибающего момента Струйные законцовки крыла Заметная эффективность для Необходимость отбора крыльев малого удлинения, сжатого воздуха от маршевых отсутствие механически двигателей или ВСУ подвижных частей Отрицательная крутка крыла Отсутствие нагружения крыла массовыми силами от дополнительных элементов Необходимость перепроектировки крыла, высокая стоимость НИОКР Концевые аэродинамические поверхности Достижение эффективности для крыльев различной конфигурации Необходимость упрочнения крыла ввиду нагружения его дополнительными массовыми силами и силами давления Взам. инв. № Из приведенного перечня в таблице наиболее реализуемым методом является применение КАП, так как он не требует полного пересмотра конструктивно-силовой схемы фюзеляжа и крыла и не влияет на тяговые Подп. и дата характеристики двигателей. Указанные ранее недостатки КАП могут быть устранены посредством активных систем демпфирования. К примеру, конструкция КАП типа «blended winglet», разработанная Tamarack Aerospace Инв. № подп. Group (система «Atlas») [35, 36], включает в себя две горизонтальные Лит Изм. № докум. Подп. Дата 1102.102231.000 ПЗ Лист 31

поверхности, похожие на элерон. Система отслеживает и нивелирует возникающие крутящие и изгибающие моменты отклонением поверхностей, разгружающих крыло (рисунок 1.14). Предложенная система даёт возможность проектировать законцовки крыльев различной формы. А б а – принципиальная схема, б – система, установленная на Cessna 525, 1 – КАП, 2 – горизонтальная аэродинамическая поверхность, разгружающая крыло Подп. и дата Рисунок 1.14 – Система «Atlas» NASA исследует возможности механизации КАП с целью включения их в систему управления ВС [37]. Технология SAW (Spanwise Adaptive Wing) предполагает отклонение законцовок под некоторым углом вверх, вертикально Инв. № дубл. вниз, а также сохранение КАП в плоскости крыла. Углы соответствуют режимам горизонтального полёта, посадки и взлёта. Очевидно, что изменение положений законцовок позволяет управлять подъемной силой и обеспечивает Взам. инв. № уменьшение индуктивного сопротивления. Вдобавок, возможно управление ВС по курсу на малых скоростях при внедрении в конструкцию КАП подвижных поверхностей, похожих на рули направления. Для уменьшения Подп. и дата веса и габаритов механизма изменения положения КАП NASA также исследует возможности применения исполнительных механизмов на основе сплавов с эффектом памяти формы вместо привычных гидравлических или Инв. № подп. электромеханических приводов [38]. Серия лётных испытаний модели Лит Изм. № докум. Подп. Дата 1102.102231.000 ПЗ Лист 32

самолёта под названием «PTERA» («Prototype Test Evaluation Research Aircraft», рисунок 1.15), проведённых в период с конца 2015 года по начало 2018 года, признана успешной [39, 40]. Следующий этап – оснащение новой технологией палубного истребителя-бомбардировщика и штурмовика F/A-18 Hornet и проведение натурных лётных испытаний. Узловые испытания крыла, по заявлению NASA, уже проведены. Рисунок 1.15 – Опытный БПЛА «PTERA» В свою очередь, авиастроительная компания «Airbus» приступила к лётным испытаниям модели самолёта A321 (рисунок 1.16), имеющей Инв. № дубл. Подп. и дата эластичные концевые части крыла [41]. Рисунок 1.16 – Испытательный полёт модели самолёта A321 с Взам. инв. № отклоняющимися законцовками Порядка 25 % площади консолей крыла со стороны концевых частей установлено на шарниры и может совершать маховые движения в полёте. Подп. и дата Технология получила название «AlbatrossOne» и позволяет одновременно уменьшить индуктивное сопротивление, увеличить устойчивость самолёта и уменьшить величину нагрузки на крыло при полёте в неспокойной атмосфере Инв. № подп. и виражах. Предполагается, что крыло самолёта может иметь законцовки как в Лит Изм. № докум. Подп. Дата 1102.102231.000 ПЗ Лист 33

заблокированном, так и в разблокированном состояниях. На сегодняшний день отклоняемые КАП находятся на таком этапе, когда их применением обеспечивается уменьшение размаха крыла для соответствия самолёта требованиям аэродромов и уменьшения стоимости стоянки. К примеру, технология складывающегося у концевых частей крыла реализована на самолётах серии Boeing 777X (рисунок 1.17), это позволяет варьировать размах с 64,8 метров на земле до 71,8 метров в полёте. В полёте законцовка переводится в плоскость крыла и представляет собой традиционную КАП типа «raked tip». Тем не менее идея применения складных крыльев не нова: технология была использована на самолётах палубной авиации (например, Су33 и Як-38), бомбардировщике XB-70 Valkyrie, а также в проекте грузового и пассажирского двухпалубного широкофюзеляжного самолёта КР-860 «Крылья Инв. № дубл. Подп. и дата России», разрабатывавшемся ОКБ Сухого. Рисунок 1.17 – Отклоняющаяся КАП, установленная на Boeing 777X Выводы Взам. инв. № 1 Проведён анализ статистической информации о перевозке пассажиров воздушным транспортом, определено место гражданской авиации в транспортной системе страны. Пассажиропоток и пассажирооборот в ГА РФ Подп. и дата увеличиваются из года в год. Такая тенденция будет сохраняться в долгосрочной перспективе. Доля гражданского воздушного транспорта в общем пассажирообороте страны составляет порядка 41,5 %, что несколько Инв. № подп. выше мировых показателей. Лит Изм. № докум. Подп. Дата 1102.102231.000 ПЗ Лист 34

2 Рассмотрен состав отечественного самолётного парка. Парк гражданских самолётов авиакомпаний РФ преимущественно состоит из иностранной АТ. В количественном аспекте она доминирует в классе среднеи дальнемагистральных авиапрома. Напротив, самолётов благодаря над продукцией самолётам SSJ отечественного 100, в классе ближнемагистральных самолётов удельный вес отечественной АТ выше иностранной. Основную долю реестра гражданских ВС РФ составляют морально и физически устаревшие самолёты. 3 Для улучшения конкурентной способности эксплуатируемого парка ВС рассмотрена возможность повышения его аэродинамических показателей. По результатам проведённого анализа концевые аэродинамические поверхности являются оптимальным конструктивным решением, так как могут быть установлены на эксплуатируемый парк ВС без полного пересмотра конструктивно-силовой схемы крыла. 4 Исследование подвижных КАП является перспективным направлением, так как их внедрением может быть обеспечено управление Подп. и дата подъемной силой крыла и оптимальное увеличение его аэродинамического Инв. № подп. Подп. и дата Взам. инв. № Инв. № дубл. качества в зависимости от этапа полёта. Лит Изм. № докум. Подп. Дата 1102.102231.000 ПЗ Лист 35

2 Проектирование подвижных концевых аэродинамических поверхностей 2.1 Конструкция концевых аэродинамических поверхностей базового крыла КАП крыла на ВС RRJ-95B и LR представляет собой обтекатель, закрепленный на нервюре № 21. На передней и задней кромках КАП имеются посадочные места для установки аэронавигационных огней (АНО) и маяка предупреждения о столкновении. Конструкция включает в себя обшивку, Подп. и дата диафрагмы, концевой стрингер и обтекатель АНО (рисунок 2.1). Взам. инв. № Инв. № дубл. а Подп. и дата б В г Инв. № подп. Рисунок 2.1 – Конструкция КАП базового крыла Лит Изм. № докум. Подп. Дата 1102.102231.000 ПЗ Лист 36

2.2 Аэродинамическое исследование базового крыла Ввиду отсутствия аэродинамических характеристик планера SSJ 100 проектирование подвижных КАП произведено на базе модели DLR-F4, конструктивно близкой к ближнемагистральным самолётам. На рисунке 2.2 представлены формы крыльев SSJ 100 и DLR-F4 в плане в разных масштабах. Как видно из рисунка, конструкции крыльев подобны. В таблице 2.1 приведены данные крыльев. По таким параметрам, как угол стреловидности по передней кромке и по линии 1/4 хорд, удлинение, угол V-крыла крылья является Подп. и дата близкими друг к другу. А б а – SSJ 100, б – DLR-F4 Инв. № дубл. Рисунок 2.2 – Формы крыльев в плане Подп. и дата Взам. инв. № Таблица 2.1 – Параметры крыльев SSJ 100 и DLR-F4 Параметр SSJ 100 DLR-F4 Характерная площадь, м2 САХ, м Размах крыла, м Угол стреловидности по передней кромке, град Угол стреловидности по линии 1/4 хорд, град Удлинение крыла Сужение крыла Угол V-крыла, град 83,8000 3,1064 27,8000 27,5 25 9,22 0,248 5 0,1454 0,1412 1,1714 27,1 25 9,50 0,300 4,8 Инв. № подп. Моделирование обтекания модели потоком воздуха и получение Лит Изм. № докум. Подп. Дата 1102.102231.000 ПЗ Лист 37

аэродинамических характеристик произведено в программном комплексе численного гидрогазодинамического моделирования ANSYS CFX. Форма расчётной области и её геометрические параметры приведены на рисунке 2.3. В целях минимизации времени расчёта в моделировании задействована только половина области. На геометрической модели построена неструктурированная тетраэдрическая сетка с замельчением по поверхностям планера, входной и выходной кромок крыла и законцовки, в зоне тела влияния (ТВ). Дополнительно по поверхности планера построены структурированные слои из призматических элементов (слои инфляции). В проектировании использовано две конфигурации сеток, их характеристики приведены в Подп. и дата таблице 2.2. Инв. № дубл. Рисунок 2.3 – Форма области моделирования и её основные геометрические параметры Взам. инв. № Таблица 2.2 – Характеристики расчётных сеток Параметр Инв. № подп. Подп. и дата 1 L Lтв D A B Минимальный размер элемента Максимальный размер элемента Лит Изм. № докум. Подп. Дата 2 мм Конфигурация сетки «Грубая» «Мелкая» 3 4 4659,6 7483,6 3650,0 6050,0 2542,0 3106,1 512,5 706,0 697,8 847,2 25 20 30 30 1102.102231.000 ПЗ Лист 38

Окончание таблицы 2.2 1 Размер элемента в зоне тела влияния Высота первого призматического слоя Кратность роста высоты Количество призматических слоев Количество элементов Количество узлов 2 мм млн 3 15 0,180 1,25 15 8,134 1,858 4 13 0,002 1,425 25 24,460 5,562 Материал – воздух, подчиняющийся уравнению идеального газа (Air Ideal Gas), вязкость которого изменяется в соответствии с уравнением Сазерлэнда [42]. Установлена модель теплопереноса «Total Energy», модели турбулентности «k–» – для сетки грубой конфигурации, «Shear Stress Transport» – для сетки мелкой конфигурации. Относительное давление (Reference Pressure) – 101325 Па. В моделируемой области установлены следующие граничные условия (рисунок 2.4): ‒ Inlet (вход): скорость W∞ = 255,2 м/с; статическая температура T∞ = 288,2 К; Подп. и дата ‒ Opening 1 и Opening 2 (открытые среды): избыточное статическое давление pи,∞ = 21917 Па; статическая температура T∞ = 288,2 К; ‒ Wall (стенка): без проскальзывания (No Slip), гидравлически гладкая Инв. № дубл. (Smooth Wall), адиабатически изолированная (Adiabatic); Подп. и дата Взам. инв. № ‒ Symmetry (плоскость симметрии). Инв. № подп. Рисунок 2.4 – Установленные граничные условия Лит Изм. № докум. Подп. Дата 1102.102231.000 ПЗ Лист 39

Значения граничных условий выбраны для обеспечения аэродинамического подобия (равенства критериальных чисел Re = 3 ∙ 106 и M = 0,75) и валидации вычислений средствами конечно-элементного анализа. Валидация произведена посредством сравнения значений аэродинамических коэффициентов подъемной силы (cya) и силы сопротивления (cxa) в скоростной системе координат, полученных в ходе численного и физического экспериментов. На рисунке 2.5 изображены зависимости cya и cxa от установочного угла Подп. и дата атаки α, полученные в ходе эксперимента [43] и численного моделирования. Взам. инв. № Инв. № дубл. а б а – коэффициент подъемной силы, б – коэффициент силы сопротивления Рисунок 2.5 – Зависимости аэродинамических коэффициентов DLR-F4 от угла Подп. и дата атаки, полученные различными методами Основным достоинством грубой сетки является быстрота сходимости Инв. № подп. решения, недостаток – высокая погрешность, достоинство мелкой сетки – Лит Изм. № докум. Подп. Дата 1102.102231.000 ПЗ Лист 40

близость полученных результатов к экспериментальным данным, недостаток – большое время сходимости. Моделированием грубой сеткой установлено, что уменьшение коэффициента подъемной силы начинается с угла атаки в 5°. В то же время по результатам эксперимента и расчёта мелкой сеткой в исследуемом диапазоне углов атаки падения подъемной силы не наблюдается. Следовательно, расчётом при помощи грубой сетки прогнозируется раннее развитие срыва потока с поверхности крыла. Зависимость cya (α), полученная моделированием на мелкой сетке, в линейной части наиболее точно описывает экспериментальные данные. С переходом в нелинейную часть заметно отклонение, но качественно зависимости близки друг к другу. Возможная причина несоответствия данных – недостаточное качество сетки в местах появления отрицательных градиентов давления, возникающих при увеличении угла атаки. Зависимости cxa (α), полученные на грубой и мелкой сетке качественно повторяют результаты эксперимента, однако результаты расчётов на мелкой Подп. и дата сетке в количественном плане наиболее близки к экспериментальным. 2.3 Вариантное проектирование подвижных концевых Инв. № дубл. аэродинамических поверхностей В общем случае КАП, являясь трехмерным телом, имеет 6 Взам. инв. № геометрических параметров: ‒ угол отклонения средней линии от вертикали (sweep angle, ζ); ‒ угол развала (cant angle, ψ); Подп. и дата ‒ угол крутки (twist angle, ξ); ‒ высота (height, h); ‒ радиус скругления (fillet radius, R); Инв. № подп. ‒ сужение (taper ratio, b0,КАП / bк,КАП). Лит Изм. № докум. Подп. Дата 1102.102231.000 ПЗ Лист 41

Из рисунка 2.6 ясно, что задача оптимизации имеет 6 степеней свободы, получение поверхности отклика целевой функции даже при грамотном подходе к планированию численного эксперимента с крылом простой конфигурации может потребовать значительных вычислительных мощностей и времени. Рисунок 2.6 – Основные геометрические параметры КАП Подп. и дата В данном исследовании задача имеет только одну степень свободы: варьируемым параметром выступает угол развала. Схема рассматриваемой конструкции КАП, установленной на модели самолёта, изображена на Подп. и дата Взам. инв. № Инв. № дубл. рисунке 2.7. Инв. № подп. Рисунок 2.7 – Параметризированная САПР-модель DLR-F4 с КАП Лит Изм. № докум. Подп. Дата 1102.102231.000 ПЗ Лист 42

Длина КАП l равна 60,0 мм (порядка 5,0 % размаха крыла), длина хорды b0 равна 58,2 мм и не совпадает с концевой хордой базового крыла, так как помимо подвижной КАП конструктивно предусмотрен отсек для установки трансмиссии. Он представляет собой удлинение крыла на 6 мм (примерно 0,5 % размаха крыла). Угол отклонения средней линии КАП от вертикали равен 33°. Сужение постоянно и равно 0,416. Угол развала КАП варьируется дискретно на четырех уровнях: 0, 15, 45, 75°, а угол атаки крыла – на восьми: -3, -1, 0, 1, 3, 5, 7, 9°. В качестве целевой функции принято относительное изменение аэродинамического качества. Его значение определяется на отдельных углах атаки последовательной подстановкой углов развала КАП (формула (2.1)). К (α,ψ)  К 0(α) К   100 %  max, К (α) 0 где (2.1) К(α) 0 – аэродинамическое качество базового крыла при угле атаки α; Подп. и дата К (α,ψ) – аэродинамическое качество крыла при угле атаки α с КАП, установленной под углом ψ. В соответствии с принятыми варьируемыми параметрами и количеством уровней варьирования, для определения оптимальных геометрических Инв. № дубл. конфигураций КАП необходимо провести 32 расчёта. Проведение такого количества расчётов на мелкой сетке требует много времени, поэтому принята следующая стратегия: Взам. инв. № 1) определение аэродинамических характеристик для 32 возможных геометрических конфигураций моделированием на грубой сетке; 2) анализ полученных результатов, отбор оптимальных «кандидатов»; Подп. и дата 3) уточнение значения аэродинамических характеристик для выбранных значений углов атаки крыла и геометрических параметров КАП. Подъемная сила Ya и полная сила сопротивления крыла Xa определяются Инв. № подп. интегрированием полей давления и касательных напряжений по поверхности Лит Изм. № докум. Подп. Дата 1102.102231.000 ПЗ Лист 43

модели (интегрирование по так называемому принципу «near-field»). Вычисление интегралов производится встроенной в калькулятор постпроцессора ANSYS CFX функцией «force» в выбранном направлении [44]. Аэродинамическое качество зависит от подъемной силы и силы сопротивления крыла (или их коэффициентов, формула (2.2)). К Ya c ya .  X a cxa (2.2) В свою очередь, аэродинамические коэффициенты определяются по формуле (2.3): c ya  2Ya ; ρW2 S ref (2.3) 2Xa c xa  , ρ W2 Sref где ρ∞ – плотность воздуха (из условия обеспечения аэродинамического Подп. и дата подобия ρ∞ = 1,49 кг/м3. Sref – характерная площадь. Характерная площадь крыла DLR-F4 определяется его формой в плане с Инв. № дубл. учётом центральной части в виде прямоугольника (рисунок 2.2, б). Ввиду симметрии задачи Sref,кр = 0,0727 м2. Для вычисления аэродинамических коэффициентов модифицированного крыла целесообразно определить Взам. инв. № зависимость характерной площади Sref,мод от угла развала КАП (формула (2.4)). Sref ,мод  Sref ,кр  Sref ,отс  Sref ,КАП  Подп. и дата  Sref ,кр  bк где 1  ηотс lотс sin(π 2  ψ  V ) 1  ηКАП   lbк ηотс sin(ψ  V ), 2 π 2  ψ V 2 (2.4) S ref ,отс – характерная площадь отсека КАП; Инв. № подп. S ref ,КАП – характерная площадь КАП; Лит Изм. № докум. Подп. Дата 1102.102231.000 ПЗ Лист 44

bк  60,64 мм – концевая хорда крыла; ηотс  0,960 – сужение отсека; lотс  6,00 мм – длина отсека (рисунок 2.8); ηКАП  0, 416 – сужение КАП. Рисунок 2.8 – Геометрические параметры КАП в плоскости, перпендикулярной строительной оси модели DLR-F4 Как видно из формулы (2.4), функциональная зависимость характерной площади модифицированного крыла от угла развала имеет сложную форму. Однако значения площадей варьируются в узких пределах. Так, максимальная Подп. и дата абсолютная разница между характерной площадью базового крыла и 3 2 модифицированного достигает величины 0,11 10 м при угле развала КАП 75° (рисунок 2.9), что в относительных величинах составляет 1,56 %. На Инв. № дубл. основании проведённого анализа можно принять, что характерная площадь Подп. и дата Взам. инв. № крыла с КАП остаётся постоянной и равной площади базового крыла. Рисунок 2.9 – Изменение характерной площади крыла в зависимости от угла Инв. № подп. развала Лит Изм. № докум. Подп. Дата 1102.102231.000 ПЗ Лист 45

На рисунке 2.10 представлены полученная поверхность отклика (трехмерное) и семейство параметрических кривых (двухмерное представление результатов), характеризующих относительное изменение аэродинамического качества в зависимости от угла атаки и угла развала КАП. Инв. № дубл. Подп. и дата а Взам. инв. № б а – поверхность отклика, б – семейство параметрических кривых Рисунок 2.10 – Изменение аэродинамического качества в зависимости от угла развала КАП на разных углах атаки Подп. и дата В соответствии с результатами моделирования, наибольший прирост аэродинамического качества достигается при α = 0 и ψ = 75° – 4,97 % (на крейсерском режиме), установка КАП с ψ = 0 при α = 0 даёт уменьшение Инв. № подп. аэродинамического качества на 5,63 %. Область максимальных значений К Лит Изм. № докум. Подп. Дата 1102.102231.000 ПЗ Лист 46

лежит в пределах малых углов атаки, так как с его ростом угла атаки с поверхности крыла начинают сбегать вихри всё большей интенсивности, а при отрицательных углах атаки подъемная сила меньше, чем при положительных. При угле атаки α = –3° эффективность проявляет только КАП с углом развала ψ = 45°, при этом КАП других конфигураций дают уменьшение аэродинамического качества. С приближением угла атаки к нулевому всё большую эффективность демонстрирует КАП с ψ  75, и при α  1,3 наиболее эффективным становится установка КАП с ψ  75. При переходе к положительным углам атаки и их увеличении КАП с ψ  15, 45, 75 начинают терять эффективность, при этом уменьшение К тем стремительнее, чем больше угол развала. Например, средние градиенты К/α на отрезке α [0;5] составляют -0,064, -0,097, -0,168 %/град для ψ  15, 45, 75, соответственно. Убывание К(α,ψ) для ψ  45, 75 происходит таким образом, что к концу исследуемого диапазона углов атаки их значения становятся практически одинаковыми: К  1, 42 % для ψ  45 и  К  1,38 % для ψ  75 . При α = 7° Подп. и дата прирост аэродинамического качества для углов развала 45 и 75° составил 1,40 % и 1,56 %. Заметной эффективности при установке КАП с углом развала 0° не наблюдается. Инв. № дубл. Таким образом, на малых положительных и отрицательных углах атаки (α  1, 0, 1, 3, 5) эффективны КАП, близкие к горизонтальным (ψ  75) . Прирост аэродинамического качества достигается благодаря росту подъемной Взам. инв. № силы. С увеличением или уменьшением угла атаки (α  3, 7, 9) они становятся неэффективными из-за сбегающих концевых вихрей при больших углах атаки и меньшей подъемной силы при отрицательных углах атаки. На Подп. и дата больших углах атаки эффективность приобретают КАП, близкие к вертикальным. Рост аэродинамического качества происходит преимущественно благодаря уменьшению сопротивления, нежели подъемной Инв. № подп. силы. Лит Изм. № докум. Подп. Дата 1102.102231.000 ПЗ Лист 47

Значения аэродинамических характеристик на выбранных значениях углов атаки и развала КАП были уточнены моделированием на сетке мелкой конфигурации. На рисунке 2.11 представлено изменение аэродинамических характеристик модели DLR-F4 при внедрении подвижных КАП (числитель – угол атаки, знаменатель – угол развала КАП). Инв. № дубл. Подп. и дата а Взам. инв. № б а – поляры базовой и модифицированной конструкции, б – зависимость аэродинамического качества от угла атаки Рисунок 2.11 – Изменение аэродинамических характеристик модели Подп. и дата DLR-F4 при внедрении подвижных КАП Прогнозируемые значения относительного прироста аэродинамического качества несущественно отличаются от полученных на грубой сетке. Инв. № подп. Наибольшее отклонение результатов заметно при α = 5°: прогноз прироста Лит Изм. № докум. Подп. Дата 1102.102231.000 ПЗ Лист 48

грубой сеткой – 3,26 %, мелкой сеткой – 1,89 %. Больше всего результаты совпадают при α = 0: прогноз прироста грубой сеткой – 5,07 %, мелкой сеткой – 4,97 %. На остальных углах атаки абсолютная разница результатов не превышает 0,70 %. На рисунке 2.12 изображены распределения поперечных составляющих векторов скоростей и линии тока в контрольной плоскости, находящейся на расстоянии 1 м от носовой точки модели DLR-F4, при разных углах атаки крыла и углах развала КАП. Инв. № дубл. Подп. и дата а Подп. и дата Взам. инв. № б в а – α  3, ψ  45, б – α  0, ψ  75, в – α  9, ψ  45 Рисунок 2.12 – Картины движения воздуха за крылом в контрольной Инв. № подп. плоскости при наличии и отсутствии подвижных КАП Лит Изм. № докум. Подп. Дата 1102.102231.000 ПЗ Лист 49

По форме линий тока в контрольных плоскостях ясно, что благодаря КАП, сбегающий с концевой части полуплоскости крыла вихрь стремится разделиться на два. При угле атаки α = –3° вихрь явно разделён, при этом скорости вихрей направлены в противоположную сторону, что говорит об уменьшении интенсивности вихревой пелены. Определено, что на этапе взлёта и посадки наиболее эффективны КАП с углом развала ψ  45, а на малых углах атаки, соответствующих крейсерскому режиму полёта – КАП ψ  75. На малых углах атаки увеличение аэродинамического качества достигается за счёт роста подъемной силы, на больших положительных и отрицательных – благодаря одновременному уменьшению сопротивления и увеличению подъемной силы. 2.4 Определение сил, действующих на концевую аэродинамическую поверхность в полёте Определение аэродинамических сил, действующих на КАП в полёте Подп. и дата необходимо не только для оценки изменения аэродинамического качества, но и вычисления потребного крутящего момента привода КАП, проектирования их трансмиссии. Инв. № дубл. За расчётный случай принят горизонтальный полёт модели ВС DLR-F4 на высоте H п  10 км со скоростью, соответствующей M п  0,75. Согласно данным Международной стандартной атмосферы [45], на выбранной высоте Взам. инв. № окружающая среда имеет следующие значения тепло-физических свойств: статическая температура T  223,3 К, плотность ρ  0,414 кг/м3 , 5 динамическая вязкость μ  1,458 10 Па  с. Средняя аэродинамическая хорда КАП равна 41,3 мм. Число Рейнольдса определяется из формулы (2.5): Подп. и дата Инв. № подп. для Re  Лит Изм. № докум. Подп. ρ WbСАХ ρ M п kRT bСАХ  ; μ μ Дата 1102.102231.000 ПЗ (2.5) Лист 50

где k  1,41 – показатель адиабаты воздуха; R  287 Дж (кг  К) – газовая постоянная воздуха; С учетом выбранных значений число Рейнольдса равно: 0, 41  0,75  1,4  287,0  233,3  41,3  103 Re   268918  269000. 1,46  105 Крыло DLR-F4 набрано из сверхкритических профилей DFVLR-R4. По известному наименованию профиля, числу Рейнольдса и числу Маха были найдены значения аэродинамических коэффициентов в зависимости от угла атаки [46]. По ним методом наименьших квадратов были построены Инв. № дубл. Подп. и дата интерполирующие функции (рисунок 2.13). А б Рисунок 2.13 – Изменение аэродинамических коэффициентов профиля Взам. инв. № DFVLR-R4 в зависимости от угла атаки Действующие на трехмерную КАП силы с учётом угла стреловидности Инв. № подп. Подп. и дата передней кромки (χ пк,КАП (α)) находятся по формуле (2.6) [47]: ρ W2 S ref ,отс  КАП cos 2 χ пк,КАП ; , 2 ρ W2 X a  c xa   S ref ,отс  КАП cos 3 χ пк,КАП ; 2 Ya  c ya Лит Изм. № докум. Подп. Дата 1102.102231.000 ПЗ (2.6) Лист 51

где Sref ,отсКАП  Sref ,отс  Sref ,КАП – характерная площадь КАП с отсеком. Угол стреловидности передней кромки КАП зависит от угла атаки крыла (рисунок 2.14). Аналитически эта зависимость имеет вид, представленный в формуле (2.7): sinχПК,КАП (α)  sinχПК,КАП,0  cosα. (2.7) Рисунок 2.14 – Изменение угла стреловидности передней кромки КАП при изменении угла атаки крыла В исследуемом интервале углов атаки крыла α = –3…9° cosα изменяется Подп. и дата в узком диапазоне значений – от 0,9986 до 0,9877. На основании этого можно принять, что cosα ≈ 1 и χ пк,КАП (α)  χ пк,КАП,0 . В условии отсутствия геометрической крутки профилей угол атаки КАП Инв. № дубл. можно принять равным углу атаки крыла. Ниже изложен расчёт сил, действующих на КАП при α = –3° и ψ  75 : Взам. инв. № W  0,75 1,4  287,0  223,3  224,7 м/с; c ya  (0,108  (3)  0,388)  cos 2 43  0,0347; c xa  ( 0, 00007  (  3 ) 2  0, 0003  (  3 )  0, 0097)  cos 3 43   0, 003 7; 0,96 6,00 103 sin(90,0  75,0  4,8) Sref ,отс КАП  60,64  10   2 90,0  75,0  4,8 1  0,42  60,00  103  60,64  0,96 sin(75,0  4,8)  1,135  103 м 2 ; 2 Инв. № подп. Подп. и дата 3 1  Лит Изм. № докум. Подп. Дата 1102.102231.000 ПЗ Лист 52

0, 4135  224,7 2 1,135  10 3 cos 2 43  0, 4111 Н; 2 0, 4135  224,7 2 X a  0, 0037 1,135  103 cos3 43  0,0438 Н. 2 Ya  0, 0347 Результаты расчетов действующих на КАП сил для всех сочетаний углов атаки и углов развала представлены на рисунке 2.15 (кривая более темного цвета описывает изменение сил в соответствии с принятой программой Подп. и дата изменения ψ). Подп. и дата Взам. инв. № Инв. № дубл. а б а – подъемная сила, б – сила сопротивления Инв. № подп. Рисунок 2.15 – Изменение сил, действующих на КАП DLR-F4 в полёте Лит Изм. № докум. Подп. Дата 1102.102231.000 ПЗ Лист 53

Расчётами определено, что максимальные значения действующих сил – Ya  5, 794 Н, X a  0,057 Н – наблюдаются при α = 9° и ψ  45. Модель DLR-F4 меньше натурного SSJ 100 примерно в 22 раза во всех направлениях, коэффициенты линейного масштаба равны: kx  k y  kz  22. Силы, действующие на КАП SSJ 100, будут в kxk y  484 раза больше, чем на КАП DLR-F4. КАП SSJ 100 имеет следующие значения геометрических характеристик (рисунок 2.16): ‒ bСАХ  909 мм – САХ; ‒ χ ПК,КАП  43, χ ЗК,КАП  21 – углы стреловидности передней и задней кромок; ‒ hСАХ  662 мм – высота по плоскости КАП САХ. Экстремальное значение силы лобового сопротивления max X a( SSJ 100)  k x k y max X a( DLR  F 4) будет передаваться на узлы крепления. Подъемная сила max Ya( SSJ 100)  k x k y max Ya( DLR  F 4) определяет потребный Взам. инв. № Инв. № дубл. Подп. и дата момент поворотного узла. Инв. № подп. Подп. и дата Рисунок 2.16 – Расчётная схема КАП Потребный момент может быть найден из формулы (2.8) M x ,потр  k x k y max Ya( DLR  F 4) hСАХ , Лит Изм. № докум. Подп. Дата 1102.102231.000 ПЗ (2.8) Лист 54

и составляет Mx,потр  484  5,794  0,662 1856,4 Н  м. Мощность поворотного узла определяется величинами момента Mx,потр и угловой скорости поворота ω (формула (2.9)): Nпотр  Mx,потрω. (2.9) С учетом принятого значения ω  5 град/с  0,0873 рад/с, N потр  1856, 4  87,3  103 =162,1 Вт. 2.5 Определение компоновочной схемы трансмиссии подвижных концевых аэродинамических поверхностей и выбор типа привода Инв. № дубл. Подп. и дата Рассматриваются три конфигурации трансмиссии КАП (рисунок 2.17). а б в 1 – вал, 2 – привод, 3 – опоры, 4 – ремень, 5 – червяк а – КАП с приводом на валу, б – КАП с ременной передачей, в – КАП с червячной передачей Взам. инв. № Рисунок 2.17 – Конфигурации трансмиссии КАП [48] Преимуществами трансмиссии КАП с приводом на валу являются прямая связь между исполнительным механизмом и валом, отсутствие необходимости Подп. и дата в дополнительных объемах в крыле для размещения агрегатов. К основному недостатку можно отнести расположение привода, приводящее к увеличению момента тангажа при большой массе. Также увеличивается вероятность Инв. № подп. разрушения всей конструкции КАП при столкновении с посторонним Лит Изм. № докум. Подп. Дата 1102.102231.000 ПЗ Лист 55

предметом, так как привод помещен в наиболее уязвимую часть крыла. Достоинства конфигурации трансмиссии КАП с ременной передачей – плавность работы, компенсация колебаний воздуха упругостью ремня, лёгкость монтажа и более низкие требования к точности установки, сравнительная дешевизна компонентов. Недостатки – невозможность передачи больших моментов, возможность обрыва ремня при резком порыве воздуха, необходимость обеспечения пространства в объеме базового крыла для размещения агрегатов, низкий ресурс ремня, низкий КПД передачи. Достоинства конфигурации КАП с червячной передачей – высокие передаточные соотношения (значительная компактность и лёгкость в массе), возможность проектирования «самотормозящей» передачи (невозможность передачи крутящего момента от вала к червяку). Недостатки – более низкий ресурс и КПД, чем у цилиндрических передач, необходимость обеспечения пространства в объеме базового крыла для размещения агрегатов. Ввиду простоты конструкции, отсутствия дополнительных передаточных узлов, малых потребных объемах для размещения выбрана Подп. и дата схема трансмиссии с приводом на валу. Разновидностями приводов по виду используемой энергии, которые могут быть применены для вращения КАП являются гидро-, пневмо- и Инв. № дубл. электродвигатели. Пневмоприводы из-за сжимаемости рабочего тела не способны развивать больших моментов. Электрические и гидравлические приводы могут развивать большие крутящие моменты, однако предпочтение Взам. инв. № отдано гидравлическим приводам благодаря их достоинствам: а) достижение высоких значений усилий при меньших габаритах и массе; Подп. и дата б) возможность использования рабочего тела – гидравлической жидкости – для смазки, охлаждения и защиты от коррозии; в) возможность варьирования скоростей вращения без большого Инв. № подп. количества дополнительных звеньев. Лит Изм. № докум. Подп. Дата 1102.102231.000 ПЗ Лист 56

Разновидностью неполноповоротный применяемого гидродвигатель с гидропривода винтовым является преобразователем (рисунок 2.18). Рисунок 2.18 – Неполноповоротный гидродвигатель с винтовым преобразователем Крепление на нервюру № 21 и конструкция трансмиссии подвижной Подп. и дата Взам. инв. № Инв. № дубл. Подп. и дата КАП изображены на рисунке 2.19. 1 – поворотный узел, 2, 6, 9 – болты, 3, 11 – кронштейны, 4 – вал КАП, 5, 10 – шестигранные винты, 7 – винт, 8 – шлицевое кольцо, 12 – нервюра № 21 Инв. № подп. Рисунок 2.19 – Крепление и трансмиссия КАП Лит Изм. № докум. Подп. Дата 1102.102231.000 ПЗ Лист 57

Крепление поворотного узла (1) осуществляется кронштейном (3), имеющим для этой цели фланец с шестью отверстиями для болтовых соединений. В свою очередь, кронштейн крепится к переднему лонжерону и точке крепления КАП к нервюре № 21 (12). Из-за ослабления лонжеронных частей нервюры отверстиями для болтов конструкция усилена накладками. Кронштейн (11) является опорой вала КАП (4). Конструктивно-силовая схема подвижной части КАП крепится при помощи шлицевого соединения к валу (4). Фиксация конструкции в осевом направлении производится шлицевым кольцом с винтом (7, 8). Вращение гидропривода передается на вал, затем через шлицы на подвижную часть КАП. Выводы 1 Проведено вариантное проектирование подвижных КАП. В качестве варьируемого геометрического параметра принят угол развала КАП. Моделированием установлено, что заметная эффективность проявляется при двух углах развала – 45 и 75°. Наибольший прирост аэродинамического качества достигается для α  0 при ψ  75 . На углах атаки, соответствующих Подп. и дата этапам взлёта или посадки, большую эффективность проявляют КАП ψ  45. 2 Определены силы, действующие на КАП в полёте. В соответствии с принятой программой изменения угла развала, максимальные нагрузки КАП Инв. № дубл. испытывает при α  9, ψ  45. 3 Определена компоновочная схема трансмиссии КАП. Привод устанавливается соосно с валом. При таком расположении отсутствует Инв. № подп. Подп. и дата Взам. инв. № необходимость установки дополнительных передаточных механизмов. Лит Изм. № докум. Подп. Дата 1102.102231.000 ПЗ Лист 58

3 Разработка технологии обслуживания подвижных концевых аэродинамических поверхностей 3.1 Изменяемая эксплуатационно-техническая документация Взаимосвязь составных частей системы технической эксплуатации (ТЭ) и имеющих место в ней процессов осуществляется на основании строго регламентированной документации. Эксплуатационно-техническая документация (ЭТД) предназначена для изучения конструкции, правил эксплуатации и технического обслуживания (ТО), планирования и оформления работ по ТО AT, а также для учета работы, численности, движения и технического состояния AT, учета ее доработок и ведения отчетности. ЭТД подразделяют на руководящую, пономерную и производственнотехническую [49]. Руководящая документация регламентирует вопросы организации и обеспечения эксплуатации AT, определяет требования к ней и Подп. и дата устанавливает правила ее эксплуатации. По своему назначению руководящая документация делится на общую (для всех типов ВС) и типовую (для определенного типа ВС). Инв. № дубл. Общими руководящими документами являются Федеральные авиационные правила, приказы, указания, инструкции, методики и другие документы Министерства транспорта РФ и ФАВТ. Взам. инв. № Типовая руководящая документация включает документы, которыми экипажи и ИТС руководствуются при технической эксплуатации ВС данного типа. Примерами типовой руководящей документации могут служить Подп. и дата Руководство по технической эксплуатации (Aircraft Maintenance Manual), Руководство по ремонту конструкции (Structure Repair Manual), Руководство по поиску неисправностей (Fault Isolation Manual), Программа технического Инв. № подп. обслуживания (Регламент технического обслуживания, Maintenance Planning Лит Изм. № докум. Подп. Дата 1102.102231.000 ПЗ Лист 59

Data) – для ИТС; Руководство по лётной эксплуатации (Flight Crew Operating Manual), Руководство по массам и центровке (Weight and Balance Manual) – для лётных экипажей. Документация, предназначенная для оформления государственной регистрации и годности каждого ЛА к полетам, учета наработки и технического состояния AT, относится к пономерной, действительной только для данного экземпляра AT, зарегистрированного на заводе-изготовителе под определенным номером. Примеры пономерной документации: формуляры двигателей и планера и паспорта изделий, установленных на данном ВС, бортовой и санитарный журналы, сертификат лётной годности. Производственно-техническая документация используется для планирования, учета плановых и статистических данных, составления отчетов по эксплуатации AT и производственно-хозяйственной деятельности АТБ, связанной с эксплуатацией AT. При изменении конструкции ВС, находящихся в эксплуатации, соответствующие изменения вносятся в эксплуатационно-техническую Подп. и дата документацию. Так, при внедрении подвижных КАП в первую очередь производитель с одобрения регионального авиационного законодательного регулятора выпускает сервисный бюллетень, включающий в себя описание изменения конструкции, технологию монтажа модернизации и укрепления Инв. № дубл. конструктивно-силовой схемы крыла. Для лётных экипажей должна быть изменена следующая документация: ‒ Руководство по лётной эксплуатации (Flight Crew Operating Manual); Взам. инв. № ‒ Руководство по расчёту лётно-технических характеристик (Performance Program Manual). Для ИТС изменения произойдут в следующих документах: Подп. и дата ‒ Иллюстрированный каталог составных частей (Illustrated Parts Catalogue); ‒ Руководство по технической эксплуатации (Aircraft Maintenance Инв. № подп. Manual); Лит Изм. № докум. Подп. Дата 1102.102231.000 ПЗ Лист 60

‒ Руководство по техническому обслуживанию систем и агрегатов (Component Maintenance Manual). ‒ Руководство по ремонту конструкции (Structure Repair Manual); ‒ Руководство по поиску неисправностей (Fault Isolation Manual); ‒ Программа технического обслуживания (Регламент технического обслуживания, Maintenance Planning Data); ‒ Минимальный перечень оборудования и Основной Минимальный перечень оборудования (Minimum Equipment List и Master Minimum Equipment List). 3.2 Технологические карты и регламент обслуживания подвижных концевых аэродинамических поверхностей Программа технического обслуживания (Регламент технического обслуживания) и Технологические указания регламентируют вопросы Подп. и дата организации и обеспечения ТЭ АТ. Регламент ТО определяет объем и периодичность выполнения ТО АТ, а технологические указания, являясь сборником технологических карт, содержат последовательность отдельных видов выполняемых работ, необходимые инструменты, время, отводимое на Инв. № дубл. выполнение работ, используемые расходные материалы, контрольно- проверочную аппаратуру, возможные неисправности и способы их устранения. Разработка данных документов ведется с началом проектировочных работ, а Взам. инв. № доработка – в течение всего жизненного цикла АТ. Далее представлены технологические карты (ТК) технического обслуживания подвижных КАП: Подп. и дата ‒ ТК «Специальный детальный осмотр отсека крепления подвижных концевых аэродинамических поверхностей»; ‒ ТК «Демонтаж и монтаж подвижных концевых аэродинамических Инв. № подп. поверхностей». Лит Изм. № докум. Подп. Дата 1102.102231.000 ПЗ Лист 61

К РО самолётов (RRJ-95(B, LR) Пункт РО 572000ST-19 Технологическая карта 57-30-00-220-801 Специальный детальный осмотр отсека крепления подвижных концевых аэродинамических поверхностей Операции и технические требования (ТТ) Номер страницы: 601 Трудоемкость: 9,15 чел.-ч Работы, выполняемые при отклонениях от ТТ Контроль 1. МЕРЫ БЕЗОПАСНОСТИ ПРИ РАБОТЕ 1. При выполнении всех видов работ на крыле будьте осторожны и не допускайте механических повреждений элементов конструкции крыла (царапин, забоин, вмятин и т. п.), повреждений ЛКП и плёнкообразующих покрытий. 2. При выполнении работ пользуйтесь только штатным наземным оборудованием, инструментом, приспособлениями и контрольно-проверочной аппаратурой. 3. При передвижении по поверхности крыла пользуйтесь мягкой, не оставляющей царапин обувью и страховочными приспособлениями (исполнитель должен работать с надетым страховочным поясом, закреплённым к страховочным узлам с помощью строп) Подп. и дата 4. При выполнении работ пользуйтесь специальными матами и не допускайте установки непосредственно на поверхность крыла различного оборудования, инструментов, контрольно-проверочной аппаратуры, а также запасных частей и расходных материалов. Инв. № дубл. 5. Не касайтесь обшивки крыла стремянками и другим оборудованием, незащищёнными тканью или резиной. 6. Не допускайте хождения по сотовым панелям крыла и запретным зонам крыла. Взам. инв. № 7. Будьте осторожны при перемещении по поверхности крыла, особенно в осенне-зимний период (в дождь, снег, при обледенении, сильном ветре). 8. Соблюдайте меры безопасности при техническом обслуживании гидравлических систем. Инв. № подп. Подп. и дата 9. Категорически запрещается устранять дефекты, производить монтажно-сборочные работы, подтяжку или расстыковку гидросоединений, стучать по деталям, узлам и трубопроводам, находящимся под давлением. 10. При работах в районах подвижных поверхностей необходимо выключить насосные станции или насосы Лит Изм. № докум. Подп. Дата 1102.102231.000 ПЗ Лист 62

гидравлической гидросистемах. установки и сбросить давление в 11. Категорически запрещается работать в синтетической одежде. 12. Соблюдайте меры безопасности при работе на высоте. 13. При выпуске и уборке средств механизации и управления убедитесь в том, что в зонах перемещения нет людей и оборудования: стремянки, подъёмники и прочее. 14. При проведении работ с использованием приводов из зон движения поверхностей, исполнительных агрегатов и т. п. удалить все возможные помехи движению. Выставить дежурных (наблюдателей) для контроля за каждым движущимся приводом и поверхностью для предупреждения о возможной опасности. 15. Выключите нижеуказанные автоматы защиты сети (АЗС) Подп. и дата Обозначение АЗС Распределительное на на электроустройство распределительном схеме устройстве DB 115V N1 FLAP MACE1 F5-28 DB 115V N1 SLAT MACE1 F5-29 DB 115V N1 WINGTIP MACE1 F5-30 DB 115V N2 FLAP MACE2 F6-29 DB 115V N2 SLAT MACE2 F6-30 DB 115V N2 WINGTIP MACE2 F6-31 DB 115V N2 ACMP1 F6-6 DB 28V N4 PTU F4-4 Инв. № дубл. 16. Повесьте предупредительную табличку, запрещающую включение автоматов защиты сети. Взам. инв. № 17. Повесьте предупредительную табличку на ручки управления средствами механизации крыла на центральном пульте кабины экипажа, запрещающую работу с системой управления и механизацией. 18. По окончании работ по техническому обслуживанию тщательно проверьте, не остались ли на месте выполнения работ детали, инструмент и другие посторонние предметы. Инв. № подп. Подп. и дата 2. ПОДГОТОВКА К ОСМОТРУ Лит 1. Установите стремянку в зоне выполнения работы. Т 2. Произведите демонтаж КАП (см. ТК 57-30-00-900-801). Т Изм. № докум. Подп. Дата 1102.102231.000 ПЗ Лист 63

3. Демонтаж подшипника вала привода КАП Т 3.1 Отверните винты (1), снимите крышку (2) вала КАП (3) (рис. 1). 3.2 Расстопорите гайку фиксации подшипника, удалив шплинт, и отверните её. 3.3 Снимите спорное кольцо и подшипник с вала. Разъедините вал и кронштейн. ПРИМЕЧАНИЕ: снятый полиэтиленовый мешок. крепёж уложите в Рисунок 1 Подп. и дата 4. Очистите, при необходимости, осматриваемые поверхности обтирочной ветошью, смоченной растворителем. Удалите пленкообразующее противокоррозионное покрытие изопропиловым спиртом. Взам. инв. № Инв. № дубл. 3. ДЕТАЛЬНЫЙ ОСМОТР Подп. и дата Инв. № подп. Т Лит 1. Осмотрите нервюру №21, убедитесь в том, что При обнаружении механические (вмятины, царапины, трещины), дефектов устраните коррозионные повреждения и нарушения лакокрасочного их в соответствии с покрытия отсутствуют. РРК И 2. Произведите визуальный осмотр кронштейнов (4) и (5) (рис. 2). Проверьте, имеются ли на поверхностях вмятины, трещины, повреждение ЛКП или коррозия. Отметьте карандашом места нарушения сплошности поверхности, если они выявлены при визуальном осмотре. Проверьте настройку дефектоскопа на искусственном дефекте глубиной 0,5 мм в краевой зоне образца №1 (материал – штамповка 1933T3 ОСТ 1 90073-85) с имитатором ЛКП (эмаль ЭП-140, серая 457 ОСТ 1 90055-85). Для контроля рекомендуется применять вихретоковые преобразователи карандашного и Г-образного типов из комплекта дефектоскопа (см. РНМК 51-60-60). Убедитесь, что при сканировании образца №1 через ЛКП имитатор дефекта надежно выявляется, точка максимальной величины И Изм. № докум. Подп. Дата При наличии очагов коррозии зачистите их и восстановите ЛКП в месте зачистки. Глубину коррозии определите индикатором часового типа, если она больше 0,3 мм, замените кронштейн. 1102.102231.000 ПЗ Лист 64

сигнала ВТП на имитаторе дефекта находится в зоне срабатывания сигнализаторов дефектоскопа. 3. Установить вихретоковый преобразователь (ВТП) на краю образца №1 без имитатора покрытия и произвести настройку дефектоскопа в соответствии с его инструкцией по эксплуатации. И 4. Установить ВТП на краю образца №1 с имитатором покрытия и произвести корректировку усилия дефектоскопа в соответствии с его инструкцией по эксплуатации. И Рисунок 2 4 – кронштейн опоры вала, 5 – кронштейн поворотного узла КАП 5. Контроль внешней зоны обнаружения кронштейна опоры вала КАП (рис. 3). дефектов Подп. и дата 5.1 Произведите контроль зоны многократным (как правило двух-трёхкратным) проходом ВТП по траектории в пределах выделенной зоны. Замените кронштейн при наличии трещин, длина которых не соответствует ТТ К 5.2 Превышение сигнала ВТП установленного уровня (браковочный уровень) и срабатывание сигнализаторов дефекта идентифицируйте как трещину. Взам. инв. № Инв. № дубл. 5.3 Определите протяженность обнаруженных трещин. Рисунок 3 01 – траектория сканирования, 02 – внешняя зона обнаружения дефектов кронштейна Инв. № подп. Подп. и дата ПРИМЕЧАНИЕ: Наличие усталостных трещин длиной более 2 мм не допускается! 5.4 Маркируйте обнаруженные трещины. 5.5 Произведите фотодокументирование выявленных дефектов. Лит Изм. № докум. Подп. Дата 1102.102231.000 ПЗ Лист 65

ПРИМЕЧАНИЕ: контроль произвести с двух сторон кронштейна. 6. Контроль внешней зоны обнаружения дефектов крепежных отверстий кронштейна крепления поворотного узла (рис. 4). 6.1 Произведите контроль зоны многократным (как правило двух-трёхкратным) проходом ВТП по траектории в пределах выделенной зоны. Замените кронштейн при наличии трещин, длина которых не соответствует ТТ К Замените кронштейн при наличии трещин, длина которых не соответствует ТТ К 6.2 Превышение сигнала ВТП установленного уровня (браковочный уровень) и срабатывание сигнализаторов дефекта идентифицируйте как трещину. 6.3 Определите протяженность обнаруженных трещин. ПРИМЕЧАНИЕ: Наличие усталостных трещин длиной более 2 мм не допускается! 6.4 Маркируйте обнаруженные трещины. 6.5 Произведите фотодокументирование выявленных дефектов. ПРИМЕЧАНИЕ: контроль произвести с двух сторон кронштейна. 7. Контроль внешней зоны обнаружения дефектов кронштейна крепления поворотного узла (рис. 4). Подп. и дата 7.1 Произведите контроль зоны многократным (как правило двух-трёхкратным) проходом ВТП по траектории в пределах выделенной зоны. 7.2 Превышение сигнала ВТП установленного уровня (браковочный уровень) и срабатывание сигнализаторов дефекта идентифицируйте как трещину. Взам. инв. № Инв. № дубл. 7.3 Определите протяженность обнаруженных трещин. Инв. № подп. Подп. и дата Рисунок 4 01 – траектория сканирования, 02 – внешняя зона обнаружения дефектов крепежных отверстий, 03 – внешняя зона обнаружения дефектов кронштейна ПРИМЕЧАНИЕ: Наличие усталостных трещин длиной более 2 мм не допускается! Лит Изм. № докум. Подп. Дата 1102.102231.000 ПЗ Лист 66

7.4 Маркируйте обнаруженные трещины. 7.5 Произведите фотодокументирование выявленных дефектов. ПРИМЕЧАНИЕ: контроль произвести с двух сторон кронштейна. 8. Произведите визуальный осмотр поверхности вала, внутренних и наружных шлицов и убедитесь в том, что механические (вмятины, царапины, трещины), коррозионные повреждения и нарушения лакокрасочного покрытия отсутствуют. Замените вал при смятии рабочих поверхностей шлицов, их перекоса, трещин в местах сопряжения шлицев с валом, коррозии на всей поверхности вала толщиной больше 0,4 мм К 9. Произведите визуальный осмотр подшипника вала. Убедитесь в отсутствии коррозии, механических повреждений внешнего и внутреннего кольца, тел качения и беговой дорожки, а также вытекания синтетической консистентной смазки из подшипника. При обнаружении незначительного вытекания удалите её безворсовой тканью с применением растворителя. Прокручиванием проверьте отсутствие заедания подшипника. Смажьте его. Замените подшипник при наличии коррозии на его поверхностях и заедания при вращении И Подп. и дата 10. Восстановите противокоррозионное покрытие. пленкообразующее 4. ЗАКЛЮЧИТЕЛЬНЫЕ РАБОТЫ 1. Монтаж подшипника вала привода КАП И Инв. № дубл. 1.1 Соедините вал (3) и кронштейн (4), зафиксируйте их, установите на вал подшипник и стопорное кольцо, заверните гайку фиксации подшипника. 1.2 Застопорите соединение шплинтом. Взам. инв. № 1.3 Установите крышку опоры (2), вверните винты (1). Подп. и дата Инв. № подп. Т Лит 2. Произведите монтаж законцовки крыла (см. ТК 57-3000-900-801). И 3. Очистите зону выполнения работы и убедитесь в отсутствии посторонних предметов. Т 4. Уберите стремянку. Т 5. Снимите предупредительную табличку с ручек управления средствами механизации и управления самолётом на центральном пульте кабины экипажа. И Изм. № докум. Подп. Дата 1102.102231.000 ПЗ Лист 67

И Подп. и дата 6. Снимите предупредительную табличку и включите автоматы защиты сети (FLAP MACE1, SLAT MACE1, WINGTIP MACE1, FLAP MACE2, SLAT MACE2, WINGTIP MACE2) Взам. инв. № Инв. № дубл. Контрольно-проверочная аппаратура (КПА) Инв. № подп. Подп. и дата Вихретоковый дефектоскоп NORTEC 600, фотоаппарат Nikon Coolpix A100, индикатор часового типа ИЧ-5 с ценой деления 0,01 мм ГОСТ 577-68 Лит Изм. № докум. Подп. Дата Инструмент и приспособления Расходные материалы Защитное ограждение, стремянка для доступа к верхней части крыла (GE06-003), набор инструментов базовый для периодического технического обслуживания самолёта (набор техника) (KI-20-001), кисть малярная 5 см Безворсовая ткань (MIL‐C‐ 24671B), растворитель Нефрас ТУ 38.401-67-108-92 (С2-80/120), антикоррозионный профилактический состав RRJ‐205‐A1 (RRJ0000‐RE‐ 314‐205), изопропиловый спирт IPA (TT‐I‐735A), синтетическая смазка Aeroshell Grease 22 MIL‐G‐ 81322E, GRADE A (LU-004), плёнка полиэтиленовая ГОСТ 10354-82, Шплинт 1,6x32.4 ГОСТ 397-79 1102.102231.000 ПЗ Лист 68

К РО самолётов (RRJ-95(B, LR) Пункт РО 572000ST-19 Технологическая карта 57-30-00900-801 Демонтаж и монтаж подвижных концевых аэродинамических поверхностей Операции и технические требования (ТТ) Номер страницы: 401 Трудоемкость: 6,35 чел.-ч Работы, выполняемые при отклонениях от ТТ Контроль 1. МЕРЫ БЕЗОПАСНОСТИ ПРИ РАБОТЕ 1. При выполнении всех видов работ на крыле будьте осторожны и не допускайте механических повреждений элементов конструкции крыла (царапин, забоин, вмятин и др.), повреждений ЛКП и плёнкообразующих покрытий. 2. При выполнении работ пользуйтесь только штатным наземным оборудованием, инструментом, приспособлениями и контрольно-проверочной аппаратурой. 3. При передвижении по поверхности крыла пользуйтесь мягкой, не оставляющей царапин обувью и страховочными приспособлениями (исполнитель должен работать с надетым страховочным поясом, закреплённым к страховочным узлам с помощью строп) Подп. и дата 4. При выполнении работ пользуйтесь специальными матами и не допускайте установки непосредственно на поверхность крыла различного оборудования, инструментов, контрольно-проверочной аппаратуры, а также запасных частей и расходных материалов. 5. Не касайтесь обшивки крыла стремянками и другим оборудованием, незащищёнными тканью или резиной. Инв. № дубл. 6. Не допускайте хождения по сотовым панелям крыла и запретным зонам крыла. Взам. инв. № 7. Будьте осторожны при перемещении по поверхности крыла, особенно в осенне-зимний период (в дождь, снег, при обледенении, сильном ветре). 8. Соблюдайте меры безопасности при работе на высоте. 9. Соблюдайте меры безопасности при техническом обслуживании гидравлических систем. Инв. № подп. Подп. и дата 10. Категорически запрещается работать в синтетической одежде. 11. Категорически запрещается устранять дефекты, производить монтажно-сборочные работы, подтяжку или расстыковку гидросоединений, стучать по деталям, узлам и трубопроводам, находящимся под давлением. Лит Изм. № докум. Подп. Дата 1102.102231.000 ПЗ Лист 69

12. При проведении работ в районах подвижных поверхностей необходимо выключить насосные станции или насосы гидравлической установки и сбросить давление в гидросистемах. 13. При выпуске и уборке средств механизации и управления убедитесь в том, что в зонах перемещения нет людей и оборудования: стремянки, подъёмники и прочее. 14. При проведении работ с использованием приводов из зон движения поверхностей, исполнительных агрегатов и т. п. удалить все возможные помехи движению. Выставить дежурных (наблюдателей) для контроля за каждым движущимся приводом и поверхностью для предупреждения о возможной опасности. 15. Выключите нижеуказанные автоматы защиты сети (АЗС) Подп. и дата Обозначение АЗС Распределительное на на электроустройство распределительном схеме устройстве DB 115V N1 FLAP MACE1 F5-28 DB 115V N1 SLAT MACE1 F5-29 DB 115V N1 WINGTIP MACE1 F5-30 DB 115V N2 FLAP MACE2 F6-29 DB 115V N2 SLAT MACE2 F6-30 DB 115V N2 WINGTIP MACE2 F6-31 DB 115V N2 ACMP1 F6-6 DB 28V N4 PTU F4-4 16. Повесьте предупредительную табличку, запрещающую включение автоматов защиты сети. Инв. № дубл. 17. Повесьте предупредительную табличку на ручки управления средствами механизации крыла на центральном пульте кабины экипажа, запрещающую работу с системой управления и механизацией. Взам. инв. № 18. По окончании работ по техническому обслуживанию тщательно проверьте, не остались ли на месте выполнения работ детали, инструмент, другие посторонние предметы. Инв. № подп. Подп. и дата 2. ПОДГОТОВИТЕЛЬНЫЕ РАБОТЫ Лит 1. Стравите давление азота из газовой полости гидроаккумулятора и гидробака основной гидросистемы (подсистема ГС1) (см. ТК 12-15-29-610-802). И 2. Установите защитное ограждение вокруг выполнения работы. 3. Установите стремянку в зоне выполнения работ. Т Изм. № докум. Подп. Дата зоны 1102.102231.000 ПЗ Т Лист 70

4. Снимите крыльевой маяк предупреждения столкновений (см. ТК 33-47-10-900-801). Т 5. Снимите крыльевой аэронавигационный огонь (см. ТК 33-44-05-900-801). Т 6. Снимите задний аэронавигационный огонь (см. ТК 3344-01-900-801). Т 7. Снимите блок питания белого маяка предупреждения столкновений (см. ТК 33-47-01-900-801). Т 8. Для доступа к конструктивно-силовой схеме КАП и поворотному механизму (рис. 1) снимите эластичную обшивку в зоне отсека крепления подвижной концевой аэродинамической поверхности (см. ТК 57-32-00-900-801). Т 9. Удалите загрязнения с мест стыка трубопроводов хлопчатобумажной салфеткой, смоченной очищающим растворителем. Т 10. Установите противень под трубопроводов с поворотным узлом. место стыковки Т 11. Закройте полиэтиленовой плёнкой расположенные в зоне выполнения работы. агрегаты, Т 3. ДЕМОНТАЖ КАП Подп. и дата ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ: категорически запрещается производить демонтаж при: – наличии давления азота в газовой полости гидроаккумулятора и гидробака гидросистемы, в которой выполняется работа; – наличии давления в гидросистеме, в которой выполняется работа. Инв. № дубл. 1. Отверните накидные гайки со штуцеров нагнетания и слива из поворотного узла. Установите защитные заглушки на трубопроводы и ответные штуцеры. Взам. инв. № ПРИМЕЧАНИЕ: при отсутствии защитных заглушек заверните концы трубопроводов и штуцеров в полиэтиленовую пленку с использованием контровки или капроновых нитей. 2. Придерживая поворотный узел (1), отверните болты (2) на фланце кронштейна крепления (3) (рис. 2). ПРИМЕЧАНИЕ: снятый полиэтиленовый мешок. Подп. и дата Инв. № подп. Т Лит Изм. № докум. Подп. Дата крепёж сложите Т в 1102.102231.000 ПЗ Лист 71

Инв. № дубл. Подп. и дата Рисунок 1 Взам. инв. № Рисунок 2 Инв. № подп. Подп. и дата 1 – поворотный узел, 2, 6, 9 – болты, 3, 11 – кронштейны, 4 – вал КАП, 5, 10 – шестигранные винты, 7 – винт, 8 – шлицевое кольцо, 12 – нервюра №21 Лит Изм. № докум. Подп. Дата 1102.102231.000 ПЗ Лист 72

3. Снимите поворотный узел (1) с кронштейна (3), перемещая его в осевом направлении. При этом необходимо удерживать вал (4) КАП в месте сопряжения шлицов выходного вала поворотного узла и вала КАП (зона А на рис. 2). Снятый поворотный узел упакуйте в полиэтиленовую пленку и уложите на ложементный шкаф. И 4. Отвернув винт (5), болты (6) (рис. 3), снимите кронштейн (3) и укрепляющие накладки. Уложите их на ложементный шкаф. Т ПРИМЕЧАНИЕ: снятый полиэтиленовый мешок. крепёж уложите в Рисунок 3 И Инв. № дубл. Подп. и дата 5. Отверните винт (7) и снимите шлицевое кольцо (8) (рис. 4, подвижная часть КАП на рисунке скрыта). Инв. № подп. Подп. и дата Взам. инв. № Рисунок 4 6. Снимите подвижную часть КАП, перемещая её в осевом направлении, и уложите её на ложемент или на защитные маты. И 7. Придерживая вал КАП (4), отверните болты (9) и винт (10) (рис. 5) и снимите кронштейн (11), вал КАП (4) и укрепляющие накладки. Уложите их на ложементный шкаф. И ПРИМЕЧАНИЕ: при необходимости поврежденные болты, гайки и шайбы. Лит Изм. № докум. Подп. Дата замените 1102.102231.000 ПЗ Лист 73

Рисунок 5 Инв. № подп. Подп. и дата Взам. инв. № Инв. № дубл. Подп. и дата 4. ПОДГОТОВКА К МОНТАЖУ Лит 1. Удалите с элементов пыль, грязь, следы влаги обтирочной ветошью, смоченной в растворителе. Т 2. Убедитесь в отсутствии загрязнений и внешних При обнаружении дефектов (забоин, задиров, коррозии, вмятин и дефектов обшивок повреждений ЛКП) на обшивке подвижной части КАП, устраните их в нервюре №21 и кронштейнах. Глубину коррозии соответствии с РРК. определите индикатором часового типа. Замените кронштейн при наличии трещин, вмятин, выявляемых визуально. 3. Проверьте плавность вращения вала КАП, Замените установленного на кронштейне, а также скручивание и подшипник при прогиб вала. неравномерном проворачивании, вал при наличии прогиба или скручивания 4. Осмотрите поверхность вала, наружные и внутренние Замените вал при шлицы на наличие разрушений, смятия и коррозии. смятии рабочих поверхностей шлицов вала, их перекоса, трещин в местах сопряжения шлицев с валом, коррозии на поверхности вала толщиной более 0,4 мм 5. Осмотрите шлицевое кольцо на наличие дефектов Замените шлицевое (изгибов, местных разрушений, смятия и коррозии) кольцо при наличии дефектов 6. Осмотрите поворотный узел на наличие дефектов и Замените подтеканий гидрожидкости в месте сопряжения с поворотный узел трубопроводом. при наличии дефектов И Изм. № докум. Подп. Дата 1102.102231.000 ПЗ И И И И Лист 74

7. Проверьте легкость вворачивания винтов. Т 8. Нанесите жесткой кистью смазочную пасту тонким слоем на шлицы. 9. Нанесите жесткой кистью тонкий слой пасты на посадочные и резьбовые поверхности винтов и болтов. Т Т Подп. и дата 5. МОНТАЖ КАП И 2. Удерживая вал в горизонтальном положении, установите подвижную часть КАП на шлицевые части, перемещая её в осевом направлении вала. И 3. Установите шлицевое кольцо (8) на посадочное место, зафиксируйте его винтом (7). И 4. Установите кронштейн (3) на посадочное место, зафиксируйте его и вверните винт (5) и болты (6). И 5. Установите поворотный узел КАП (1) таким образом, чтобы отверстия фланца узла совпадали с отверстиями на кронштейне (3), а внутренние шлицы вала КАП зашли в зацепление с наружными шлицами выходного вала узла. Заверните болты (2). И 6. Снимите защитные заглушки (полиэтиленовую пленку) с трубопроводов и штуцеров. Заверните накидные гайки штуцеров нагнетания и слива из поворотного узла. Т Взам. инв. № Инв. № дубл. 6. ЗАКЛЮЧИТЕЛЬНЫЕ РАБОТЫ Подп. и дата Инв. № подп. 1. Установите кронштейн (11) с валом (4) на посадочное место. Зафиксировав их, заверните винт (10) и болты (9). Лит 1. Произведите возврат в исходную конфигурацию подсистему ГС1 (см. ТК 29-00-00-860-801). И 2. Проверьте герметичность соединений штуцеров и накидных гаек трубопроводов. И 3. Установите эластичную обшивку в зоне отсека крепления подвижной концевой аэродинамической поверхности (см. ТК 57-30-10-900-801). Т 4. Установите блок питания белого маяка предупреждения столкновений (см. ТК 33-47-01-900-801). Т 5. Установите задний аэронавигационный огонь (задний аэронавигационный огонь, задний аэронавигационный огонь) (см. ТК 33-44-01-900-801). Т 6. Установите крыльевой аэронавигационный огонь (крыльевой аэронавигационный огонь, крыльевой аэронавигационный огонь) (см. ТК 33-44-05-900-801). Т Изм. № докум. Подп. Дата 1102.102231.000 ПЗ Лист 75

Т 8. Очистите рабочее место, уберите инструменты и убедитесь в отсутствии посторонних предметов. Т 9. Уберите стремянку и защитное ограждение. Т 10. Произведите контроль работоспособности системы управления положением КАП (см. ТК 27-70-00-710-801). К Инв. № дубл. Подп. и дата 7. Установите крыльевой маяк предупреждения столкновений (см. ТК 33-47-10-900-801). Инв. № подп. Подп. и дата Взам. инв. № Контрольно-проверочная Инструмент и аппаратура (КПА) приспособления Индикатор часового типа Защитное ограждение, ИЧ-5 с ценой деления 0,01 стремянка для доступа к мм ГОСТ 577-68 верхней части крыла (GE06-003), набор инструментов базовый для периодического технического обслуживания самолёта (набор техника) (KI-20-001), противень ОСТ 1 10069-71 (GE-12-025), фонарик беспроводной светодиодный Facom (779.CL-2), жесткая кисть 5 мм Лит Изм. № докум. Подп. Дата Расходные материалы Безворсовая ткань (MIL‐C‐ 24671B), Нефрас ТУ 38.40167-108-92 (С2-80/120), хлопчатобумажная салфетка (NP-084), паста АЛКМ-1 ТУ 6-10-1933-84 (CL-005-A), плёнка полиэтиленовая ГОСТ 10354-82 1102.102231.000 ПЗ Лист 76

В таблице 3.1 представлен фрагмент регламента технического обслуживания самолётов RRJ-95B и RRJ-95LR, содержащий изменения, вызванные внедрением подвижных КАП. Таблица 3.1 – Фрагмент регламента обслуживания самолётов RRJ-95B и RRJ-95LR Наименование ПериоКонтобъекта, содержание дичность роль работ работ Глава ATA: 57 – Крыло Специальный детальный осмотр отсека крепления подвижных концевых аэродинамических поверхностей Дефектация 6000 ЛЧ 572000ST-19 К кронштейнов 2Г крепления вала и привода КАП вихретоковым методом и визуальный осмотр вала Демонтаж и монтаж подвижных концевых аэродинамических поверхностей – 572000ST-19 Снятие и установка К поворотного узла, кронштейнов крепления и вала КАП Взам. инв. № Инв. № дубл. Подп. и дата Пункт регламента 57-30-00-220-801 (издание 2, изменение 6) 57-30-00-900-801 (издание 2, изменение 6) Выводы Подп. и дата 1 Разработана технология демонтажа и монтажа подвижных КАП, визуального осмотра его элементов и дефектации кронштейнов крепления вала и поворотного узла методом неразрушающего контроля. 2 Инв. № подп. № технологической карты (издание, изменение) Лит Изм. Для работы по специальному детальному осмотру отсека крепления № докум. Подп. Дата 1102.102231.000 ПЗ Лист 77

подвижных концевых аэродинамических поверхностей выбрана периодичность в 6000 лётных часов или 2 календарных года, что является типовой периодичностью проведения работ на элементах системы управления и механизации крыла в соответствии с программой ТО и Р. Для обоснования увеличения периодичности, например, до 12000 лётных часов или 4 лет, и сокращения объемов работ по ТО ГосНИИ ГА совместно с заводомизготовителем элемента, эксплуатационными и ремонтными предприятиями должен провести комплекс работ по исследованию надежности, прочности и долговечности КАП в целом, с момента начала и в процессе всего периода эксплуатации. 3 Для работ по демонтажу и монтажу КАП периодичность не регламентируется, так как они являются частями других более емких. Выполнением демонтажных и монтажных работ обеспечивается доступ к Инв. № подп. Подп. и дата Взам. инв. № Инв. № дубл. Подп. и дата деталям и узлам КАП, отсекам или элементам конструкции крыла. Лит Изм. № докум. Подп. Дата 1102.102231.000 ПЗ Лист 78

4 Анализ влияния внедрения подвижных концевых аэродинамических поверхностей на безопасность полётов Поддержание заложенного уровня безопасности полётов (БП) и его оптимальное повышение при внедрении изменений в конструкцию уже эксплуатируемого парка ВС является актуальной задачей. Как правило, исследование безопасности полётов основывается на результатах расследования авиационных происшествий (АП). Однако предлагаемая конструкция подвижных концевых аэродинамических поверхностей еще не находится в широкой эксплуатации, и необходимая для ретроспективного анализа статистика на данный момент отсутствует. Подвижные концевые аэродинамические поверхности, изменяя свое положение относительно крыла в полёте, влияют на его несущую способность и величину индуктивного сопротивления. Значит, они сочетают в себе свойства механизации и обычных неподвижных законцовок. Поэтому результирующее Подп. и дата воздействие подвижных КАП на БП может быть получено из рассмотрения места механизации крыла и неподвижных законцовок в обеспечении БП. 4.1 Общая характеристика состояния безопасности полётов Инв. № дубл. гражданской авиации РФ в 2018 году По информации межгосударственного авиационного комитета (МАК) Взам. инв. № [56], за 2018 год в коммерческой авиации стран СНГ произошло 34 авиационных происшествия (АП), в том числе 15 катастроф, в которых погибло 143 человека. В сравнении с данными 2017 года число АП увеличилось (34 Подп. и дата против 29), увеличилась доля катастроф (15 против 14). Количество погибших возросло в 3,6 раза (143 против 40). Годовая динамика суммарного числа происшествий и катастроф, Инв. № подп. приходящихся на 100 тыс. часов налёта, стран-участниц МАК представлена на Лит Изм. № докум. Подп. Дата 1102.102231.000 ПЗ Лист 79

рисунке 4.1. В период с 2016 по 2018 год относительные показатели оставались практически на одном уровне. Но в этот период показатели аварийности на 57,4 % больше аналогичных показателей 2014 и 2015 годов. – АП – катастрофы Рисунок 4.1 – Годовое изменение относительных показателей безопасности полётов в странах-участниках МАК За 2018 год АП, связанных с отказами средств механизации не Подп. и дата зарегистрировано. 4.2 Место средств механизации в обеспечении безопасности полётов Инв. № дубл. Средства механизации самолёта – устройства, изменяющие аэродинамические характеристики крыла. В зависимости от выполняемых функций средства механизации подразделяют на два класса: Взам. инв. № 1) средства механизации, увеличивающие несущую способность крыла (к ним относят предкрылки, закрылки, отклоняемые щитки и носки); 2) средства механизации, увеличивающие аэродинамическое Подп. и дата сопротивление крыла (к ним относят тормозные щитки и интерцепторы, применяемые для быстрого уменьшения скорости и снижения в полёте или при пробеге). Инв. № подп. Физическими Лит Изм. № докум. Подп. принципами, Дата обеспечивающими 1102.102231.000 ПЗ управление Лист 80

аэродинамическим качеством, являются увеличение площади и кривизны крыла, управление пограничным слоем. На рисунке 4.2 показано влияние механизации на коэффициент подъемной силы крыла [57]. а б а – изменение параметров крыла: 1 – базовое крыло, 2 – увеличение площади, 3 – увеличение кривизны, 4 – введено затягивание срыва потока; б – влияние видов механизации: 5 – крыло без механизации, 6 – применение концевой секции предкрылка, 7 – отклонение закрылка или щитка, 8 – применение всех секций предкрылков, 9 – совместное применение предкрылков и закрылков Подп. и дата Рисунок 4.2 – Динамика cy от применения средств механизации Из рисунка понятно, что средства механизации существенно изменяют Инв. № дубл. безопасность полётов. На основании этого к ним предъявляют следующие Взам. инв. № аэродинамические характеристики крыла и, как следствие, влияют на приводящие к непарируемому кренящему моменту; требования: ‒ должен исключаться несимметричный выпуск или уборка, ‒ должен исключаться самопроизвольный выпуск или уборка в полёте; ‒ при отказе средств механизации должна быть обеспечена возможность Подп. и дата безопасного завершения полёта (в том числе и с уходом на запасной аэродром). Третье требование исключает подпадание отказов механизации крыла в группу катастрофических. А значит, отказы и неисправности элементов Инв. № подп. механизации могут иметь безопасный, граничный и критический характер. Лит Изм. № докум. Подп. Дата 1102.102231.000 ПЗ Лист 81

4.2.1 Авиационные инциденты, произошедшие из-за неисправностей и отказов средств механизации крыла Анализ авиационных инцидентов (АИ), произошедших по причине отказа или неисправности элементов механизации крыла, проведен на основании периодических отчётов о состоянии безопасности полётов в территориальных управлениях Росавиации. В таблице 4.1 представлены некоторые АИ, произошедшие в 2018–2019 гг. Их краткие характеристики представлены ниже. Таблица 4.1 – Авиационные инциденты, причиной которых стали неисправности и отказы механизации крыла Дата АИ Наименование ВС рег. номер Эксплуатант 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14 15 16 17 26.01.2018 07.02.2018 15.02.2018 16.02.2018 15.04.2018 16.05.2018 27.06.2018 16.07.2018 26.07.2018 16.09.2018 03.10.2018 27.10.2018 01.12.2018 06.12.2018 12.01.2019 02.02.2019 09.02.2019 Airbus A319 (VP-BTT) Boeing 747 (EI-XLF) Airbus A319 (VP-BTT) Boeing 737-800 (VQ-BVQ) Boeing 747 (EI-XLE) Boeing 747 (EI-XLH) Airbus A320 (VP-BCZ) Boeing 747 (EI-XLF) Airbus A320 (VQ-BRG) Airbus А330 (EI-GEW) Boeing 737 (VP-BDF) Boeing 747 (EI-XLG) Embraer 170 (VQ-BYB) Airbus A330 (EI-GEW) Boeing 737 (VP-BPI) Embraer 170 (VQ-BYL) Embraer 170 (VQ-BYL) ПАО «Авиакомпания "Сибирь"» АО «Авиакомпания «Россия» ПАО «Авиакомпания "Сибирь"» ООО «Глобус» АО «Авиакомпания «Россия» АО «Авиакомпания «Россия» ПАО «Авиакомпания "Сибирь"» АО «Авиакомпания «Россия» ПАО «Авиакомпания "Сибирь"» ООО «Айфлай» ООО «Глобус» АО «Авиакомпания «Россия» ПАО «Авиакомпания "Сибирь"» ООО «Айфлай» ООО «Северный Ветер» ПАО «Авиакомпания "Сибирь"» ПАО «Авиакомпания "Сибирь"» Взам. инв. № Инв. № дубл. Подп. и дата № п/п 26 января 2018 года при выполнении рейса по маршруту «Пермь – Москва (Домодедово)» на ВС Airbus A319-100 (VP-BTT) АК ПАО Подп. и дата «Авиакомпания "Сибирь"» экипаж доложил о проблеме с закрылками и направился в зону ожидания [58]. После нормальной посадки были выполнены работы по поиску неисправности в системе выпуска закрылков. Инв. № подп. Неисправностей и отказов в агрегатах трансмиссии системы управления Лит Изм. № докум. Подп. Дата 1102.102231.000 ПЗ Лист 82

закрылками не обнаружено. Проверка сопротивления изоляции датчиков сближения и некоторых переходных разъемов выявила несоответствие фактических значений предельно допустимым. Причина АИ – прохождение ложного сигнала о разрегулировке взаимоориентированного положения внутренней и внешней секции закрылка. Прохождение ложного сигнала стало возможным из-за наличия переменного контакта внутри штепсельных разъемов, вызванного образованием конденсата внутри корпусов разъемов при нормальной эксплуатации ВС и технического состояния разъемов. 7 февраля 2018 года при выполнении регулярного рейса «Москва (Внуково) – Пхукет» на ВС Boeing 747-400 (EI-XLF) в процессе уборки механизации сработала сигнализация о неисправности системы уборки/выпуска предкрылков [59]. Экипаж выработал топливо в зоне ожидания аэродрома отправления и совершил нормальную посадку. Причина инцидента – неисправность привода системы управления предкрылками, вызвавшая сигнализацию о рассогласованной работе. Подп. и дата 15 февраля 2018 года при выполнении рейса по маршруту «Москва (Домодедово) – Краснодар на ВС Airbus A319-100 (VP-BTT) АК ПАО «Авиакомпания "Сибирь"» во время выпуска закрылков при посадке сработала сигнализация о блокировке закрылков и их несимметричном выпуске [58]. Инв. № дубл. Комиссия по расследованию АИ пришла к выводу, что причиной АИ (блокировки трансмиссии закрылков в промежуточном положении) стало прохождение ложного сигнала от датчика сближения (контролирующего Взам. инв. № относительные положения элементов посредством магнитных полей) о разрегулировке взаимооринтированного положения внутренней и внешней секций. Прохождение ложного сигнала стало возможным из-за неисправности Подп. и дата датчика сближения. 16 февраля 2018 года при выполнении рейса по маршруту «Чита – Москва (Домодедово)» на ВС Boeing 737-800 (VQ-BVQ) АК ООО «Глобус» Инв. № подп. экипаж доложил о асинхронном выпуске закрылков и решении следовать в Лит Изм. № докум. Подп. Дата 1102.102231.000 ПЗ Лист 83

зону ожидания для выработки топлива [58]. В процессе поиска неисправности было обнаружено несоответствие сопротивления изоляции и, как следствие, наличие ложного сигнала. Причина – скопление влаги при нормальной эксплуатации. 15 апреля 2018 года на ВС Boeing 747-400 (EI-XLE) при выполнении технического рейса после выполнения тяжелой формы по маршруту «Шарджа (Турция) – Москва (Внуково)» после взлёта произошел отказ механизации крыла [59]. Экипаж благополучно приземлился в аэропорту вылета. Причина – расстыковка от штатной вибрации при взлёте штепсельного разъема на четвертом левом приводном блоке системы механизации крыла из-за неверной установки при выполнении ТО. 16 мая 2018 года на ВС Boeing 747-400 (EI-XLH) при послеполётном осмотре обнаружено повреждение кронштейна крепления тяги внешнего закрылка левой консоли крыла [59]. Причина – рассоединение рычага, соединяющего заднюю и среднюю секции левого внешнего закрылка из-за разрушения кронштейна навески данного рычага, вызванного коррозионным Подп. и дата разрушением двух болтов крепления кронштейна к лонжерону. 27 июня 2018 года при выполнении рейса по маршруту «Рим – Москва (Домодедово)» на ВС Airbus A320-200 (VP-BCZ) АК ПАО «Авиакомпания Инв. № дубл. "Сибирь"» при заходе на посадку произошел невыпуск закрылков с последующей индикацией о блокировке [58]. Причина – скопление грязной воды внутри корпуса датчика асимметрии. Взам. инв. № 16 июля 2018 года на ВС Boeing 747-400 (EI-XLF) при послеполётном осмотре обнаружено повреждение рельса закрылка № 4 левой консоли и повреждение самого закрылка в районе обтекателя № 4 [59]. Причины на Подп. и дата данный момент не установлены, расследование ведёт Южное МТУ ФАВТ. 26 июля 2018 года при выполнении рейса по маршруту «Сочи – Новосибирск (Толмачёво)» на ВС Airbus A320-200 (VQ-BRG) АК ПАО Инв. № подп. «Авиакомпания "Сибирь"» при заходе на посадку сработала сигнализация о Лит Изм. № докум. Подп. Дата 1102.102231.000 ПЗ Лист 84

блокировке закрылков [58]. При технической диагностике выявлена некорректная работа датчика асимметрии закрылков левой консоли крыла. Причина – отказ датчика асимметрии. 16 сентября 2018 года на ВС Airbus А330-200 (EI-GEW), принадлежащем АК ООО «Айфлай» при заходе на посадку в аэропорту Внуково в процессе выпуска механизации сработала сигнализация блокировки закрылков [60]. Посадка произведена благополучно с промежуточным положением закрылков. Причиной АИ стало разрушение узла управляющей тяги на каретке рельса закрылков № 1 левой плоскости крыла. Данный компонент обслуживается по техническому состоянию. Возможной причиной разрушения явилась длительная эксплуатация указанной тяги. 3 октября 2018 года при выполнении рейса по маршруту «Дюссельдорф – Москва (Домодедово)» на ВС Boeing 737-800 (VP-BDF) АК ООО «Глобус» при заходе на посадку произошло рассогласование выпуска закрылков [58]. Установленная причина – отказ датчика системы защиты от рассогласованного выпуска, произошедший в результате коррозионного повреждения Подп. и дата штепсельного разъема из-за скопления влаги. 27 октября 2018 года на ВС Boeing 747-400 (EI-XLG) при выполнении регулярного рейса «Москва (Внуково) – Пхукет» при заходе на посадку Инв. № дубл. внешние секции закрылков не выпустились в заданное посадочное положение, внутренние выпустились штатно [59]. Причина – отказ левого датчика положения внешних закрылков. Взам. инв. № 1 декабря 2018 года при выполнении рейса по маршруту «Норильск (Алыкель) – Новосибирск (Толмачёво)» на ВС Embraer ERJ-170-100 (VQ-BYB) АК ПАО «Авиакомпания "Сибирь"» после взлёта сработала система Подп. и дата сигнализации о неисправности предкрылка [58]. Причина – неисправность актюатора № 5 на предкрылке № 3 левой консоли крыла. 6 декабря 2018 года на ВС Airbus A330-200 (EI-GEW), принадлежащем Инв. № подп. АК ООО «Айфлай» во время набора высоты после взлета в процессе уборки Лит Изм. № докум. Подп. Дата 1102.102231.000 ПЗ Лист 85

механизации крыла сработала сигнализация блокировки закрылков [60]. После слива топлива экипажем был проведен заход на посадку и посадка. Посадка произведена благополучно без отклонений. Причина АИ – отказ в работе роторного привода каретки рельса закрылков № 1 левой плоскости крыла. Данный компонент обслуживался по техническому состоянию. 12 января 2019 года на ВС Boeing 737-800 (VP-BPI), принадлежащем АК ООО «Северный Ветер» после взлёта в процессе уборки механизации экипаж заметил рассогласование между положениями секций правого и левого закрылков [61]. Дальнейшая уборка закрылков была прекращена. Экипаж принял решение возвращаться на аэродром вылета. Посадка прошла благополучно. Причина – разрушение одного из штепсельных разъемов в результате поражения коррозией. 2 февраля 2019 года при выполнении рейса по маршруту Новосибирск (Толмачёво) – Братск» ВС Embraer ERJ-170-100 (VQ-BYL) АК ПАО «Авиакомпания "Сибирь"» после взлёта в процессе набора высоты при уборке Подп. и дата механизации сработала сигнализация «SLAT FAIL» (неисправность предкрылков) [62]. Проанализировав ситуацию, экипаж запросил полёт в зоне ожидания в районе аэродрома «Толмачёво». После достижения максимально разрешённой посадочной массы экипаж совершил нормальную посадку. При Инв. № дубл. выпуске механизации сообщение об её отказе ушло. При диагностике состояния механизмов привода предкрылков обнаружены следы влаги в смазке приводов предкрылков №№ 3 и 5 левой консоли крыла и № 4, № 7, № 8 правой. Взам. инв. № Вероятная причина образования влаги – температурный перепад с конденсацией влаги воздуха в циклах «взлёт-посадка» и скопление атмосферных осадков. При попадании влаги на смазку происходило её Подп. и дата вымывание и снижение смазочных свойств, это обстоятельство приводило к более тесному контакту металлических частей и увеличению нагрузок. При превышении нагрузок срабатывает ограничитель момента в системе Инв. № подп. уборки/выпуска закрылков и происходит индикация о наличии неисправности. Лит Изм. № докум. Подп. Дата 1102.102231.000 ПЗ Лист 86

9 февраля 2019 года при выполнении рейса по маршруту «Улан-Удэ (Мухино) – Новосибирск (Толмачёво) на ВС Embraer ERJ-170-100 АК ПАО «Авиакомпания "Сибирь"» в процессе захода на посадку при выпуске механизации экипаж столкнулся с аналогичной проблемой [62]. Причиной также стало скопление влаги, как следствие нарушения свойств смазки и увеличения нагрузки в системе выпуска предкрылков. По результатам проведённого анализа АИ классифицированы по причинам (таблица 4.2). Таблица 4.2 – Распределение причин рассмотренных АИ № п/п 1 2 3 Подп. и дата 4 Причина АП Количество Нарушение технологии выполнения работ по ТО 1 Столкновение с посторонним предметом 1 Причины не установлены 1 Неисправности АТ (14, 82,3 %) Скопление влаги (8, 47,1 %) 4.1.1 Коррозия 3 4.1 4.1.2 Нарушение свойств смазок 2 4.1.3 Переменный электрический контакт 2 4.1.4 Выход из строя компонентов 1 4.2 Случайные отказы составных элементов 6 Всего 17 Процент 5,9 5,9 5,9 17,6 11,8 11,8 5,9 35,2 100,0 Наибольшее число АИ – 82,3 % (14 АИ) – было вызвано неисправностями Инв. № дубл. в элементах конструкции, повлекшее коррозионное разрушение (3 АИ), Взам. инв. № АТ. Причиной почти половины (8 АИ) инцидентов послужило скопление влаги эксплуатация которых в водной среде не предусмотрена. Второй наиболее нарушение свойств смазок (2 АИ), переменный электрический контакт в штепсельных разъемах (2 АИ) и выход из строя компонентов (1 АИ), распространённой причиной АИ, связанных с неисправностями механизации крыла, является случайный отказ компонентов – 35,2 % (6 АИ). Большинство Подп. и дата разрушений элементов в данной группе АИ вызвано недостатками технического обслуживания по состоянию. Вдобавок, имели место такие причины, как повреждение посторонним предметом и нарушение технологии Инв. № подп. ТО, их удельный вес сравнительно низок (по 5,9 % на каждую группу). Лит Изм. № докум. Подп. Дата 1102.102231.000 ПЗ Лист 87

4.3 Влияние турбулентности в следе за самолётом на безопасность полётов Ранее указывалось, что из-за ненулевого перепада давлений на верхней и нижней поверхности крыла с его концевых частей сбегают вихревые жгуты. Интенсивность вихрей напрямую зависит от конфигурации и массы летящего самолёта и в ряде случаев может послужить причиной инцидента или происшествия с участием более лёгкого самолёта, летящего позади тяжелого. В особенности, такого рода турбулентность представляет опасность на этапах взлёта и посадки. КАП позволяют уменьшать интенсивность сходящих вихрей, тем самым повышать уровень БП. В таблице 4.3 приведен перечень АП, причинами которых явилось попадание лёгкого ВС в вихревую пелену более тяжелого [63]. Таблица 4.3 – Авиационные происшествия, причинами которых явилось попадание самолёта в спутный след другого Подп. и дата № п/п Дата Embraer ERJ170STD (JA211J) Airbus A31910.01 2 100 2008 (C-GBHZ) Airbus A32028.05 3 200 2006 (EC-JDK) 1 «пассажиры + члены экипажа» Взам. инв. № Инв. № дубл. 1 29.04 2014 Пострадавшие1 Причина Попадание указанного ВС в вихревую пелену пролетевшего по тому же маршруту Airbus A340 Попадание указанного ВС в вихревую пелену пролетевшего по тому же маршруту Boeing B747-400 Попадание указанного ВС в вихревую пелену пролетевшего по тому же маршруту Airbus A340-300 0+2 8+2 4+3 Впервые с проблемой попадания самолёта в вихревую пелену, сгенерированную тяжелым самолётом, столкнулись в 1970-х годах, когда в Подп. и дата эксплуатацию был введен Boeing 747. Это мотивировало ИКАО и Федеральное управление ГА США (FAA) разделить самолёты на 3 класса по взлётным массам и установить безопасные дистанции следования. Категория Инв. № подп. ВС Лит Изм. № докум. турбулентности Подп. Дата в следе отражает максимальную 1102.102231.000 ПЗ Лист 88

сертифицированную взлётную массу ВС, она указывается в его кодировании для ОрВД (таблицы 4.4 и 4.5) [64]. Таблица 4.4 – Классификация максимальных сертифицированных взлетных масс ВС Обозначение L M H Расшифровка легкий средний тяжелый Значения взлётных масс 7 тонн и менее более 7 тонн, но менее 136 тонн 136 тонн и более Примеры ВС Як-52 ATR-72 Airbus A380 Таблица 4.5 – Кодирование Airbus A380-800 A388 Условное обозначение H Тяжелый Существуют L4J Сухопутный самолёт (L) с числом турбореактивных двигателей (J) – 4 следующие типы относительного эшелонирования самолётов для исключения их попадания в спутный след [65]: ‒ по расстоянию: горизонтальное – продольное и боковое, вертикальное; ‒ по времени (определяется временем, по истечении которого возможен вылет или посадка легкого самолёта после тяжелого). Подп. и дата Эшелонирование по расстоянию используется преимущественно в случаях, когда более легкое ВС летит на одинаковой высоте либо ниже или выше более тяжелого на 300 м. Его значения для различных сочетаний Инв. № дубл. самолётов представлены в таблице 4.6. Таблица 4.6 – Эшелонирование по расстоянию для исключения попадания ВС Взам. инв. № в спутный след Класс летящего впереди ВС Класс летящего позади ВС Подп. и дата «H» «H» «H» «M» «H» «M» «L» «L» Потребное расстояние между ними, км 7,41 9,26 11,11 9,26 Временное эшелонирование при отсутствии эшелонирования по Инв. № подп. расстоянию для ВС категории «M», совершающего посадку после ВС «H», Лит Изм. № докум. Подп. Дата 1102.102231.000 ПЗ Лист 89

составляет 2 минуты, а для ВС «L» после ВС «M» или «H» – от 3 до 4 минут. Временное эшелонирование для прилетающих самолётов устанавливается равным 2 минутам в случаях посадки на одну и ту же полосу, на параллельные ВПП, расстояние между которыми менее 760 м, на пересекающиеся или параллельные ВПП, если проекция траектории посадки на горизонтальную плоскость одного ВС пересечёт проекцию траектории другого в диапазоне высот от 0 до 300 м (рисунок 4.3). а б Рисунок 4.3 – Условия полётов, при которых необходимо выполнение Подп. и дата двухминутного эшелонирования Отмеченные виды эшелонирования и их значения позволяют улучшить показатели безопасность полётов. Установленные пороговые значения Инв. № дубл. получены эмпирически и являются осредненными по широкому диапазону взлётных масс, что может быть неоптимальным с точки зрения пропускной Взам. инв. № способности аэродромов [66]. 4.4 Мероприятия по сокращению числа авиационных Подп. и дата происшествий В целях сокращения числа авиационных происшествий, причинами которых явились отказы элементов механизации или попадание самолёта в Инв. № подп. спутную струю, рекомендуется выполнить следующее. Лит Изм. № докум. Подп. Дата 1102.102231.000 ПЗ Лист 90

1 Обеспечить более качественную учебу инженерно-технического состава, контроль уровня подготовки. 2 Строго соблюдать технологию выполнения работ по ТО и Р инженерно-техническому составу. В особенности, затягивать крепёжные элементы ключами установленного размера из бортового комплекта оборудования и с регламентированным моментом затяжки. 3 Проводить более тщательную проверку качества выполнения работ по ТО и Р инженерами и отделами технического контроля. 4 Проводить систематические проверки на тренажёре летных составов в части выполнения полётов с отказавшей механизацией крыла. 5 Проанализировать корректность периодичности контроля технического состояния конструктивных элементов, эксплуатируемых по техническому состоянию. 6 Рассмотреть целесообразность увеличения частоты контроля зон, подверженных застаиванию влаги. 7 Уделять особое внимание при периодической противокоррозионной Подп. и дата обработке самолётов труднодоступным полостям планера, в которых возможно застаивание влаги. 8 Использовать для снижения трения в механических узлах, Инв. № дубл. подверженных скоплению влаги, только гидрофобные смазки (например, заменить ЦИАТИМ-201 смазками ЦИАТИМ-202 или 203). 9 Обеспечить контроль на должном уровне орнитологическим службам Взам. инв. № аэродромов в сезонные периоды миграции птиц. 10 Диспетчерам УВД не нарушать установленные пределы эшелонирования. Подп. и дата Выводы Дана характеристика состояния безопасности полётов стран-участниц МАК. За период с 2016 по 2018 год число АП и катастроф на 100 тыс. налёта Инв. № подп. существенно не изменилось, однако в сравнении с 2015 годом показатели в этот Лит Изм. № докум. Подп. Дата 1102.102231.000 ПЗ Лист 91

период увеличились почти на две трети. Так как подвижные КАП сочетают в себе свойства механизации крыла и неподвижных законцовок, степень влияния подвижных КАП на безопасность полётов получена из рассмотрения двух составляющих. Для сохранения показателей безопасности полётов в заданных пределах конструктивно необходимо исключить возможность самопроизвольного и несимметричного перемещения в полёте. Также при отказе привода КАП необходимо обеспечить их блокировку в заданном положении для безопасного завершения полёта. Законцовки позволяют уменьшить интенсивность сходящих с концевых частей крыла вихрей и тем самым положительно влиять на безопасность полётов. Установлено, что соблюдение регламентированного эшелонирования по расстоянию и времени позволяет исключить попадание лёгкого самолёта в вихревой след более тяжелого. В особенности, эшелонирование играет важную роль на этапе взлёта и посадки. Пороговые значения видов эшелонирований являются осредненными по широкому диапазону взлётных масс, что не позволяет аэродромам максимально использовать свою пропускную Инв. № подп. Подп. и дата Взам. инв. № Инв. № дубл. Подп. и дата способность. В этом состоит основной недостаток эшелонирования. Лит Изм. № докум. Подп. Дата 1102.102231.000 ПЗ Лист 92

ЗАКЛЮЧЕНИЕ Российская гражданская авиация в течение второго десятилетия 21 века демонстрирует преимущественно положительную динамику. Заметен существенный рост показателей пассажирооборота и пассажиропотока как на внутренних, так и на международных воздушных линиях. Увеличивается и удельный вес гражданской авиации в транспортной системе страны. На фоне роста показателей перевозок пассажиров и цен на топливо, авиакомпаниям необходимы более экономически эффективные самолёты. Существует два широко распространённых способа воздействия на топливную эффективность ВС: совершенствование параметров работы силовой установки и улучшение аэродинамического качества. Как правило, второй метод предполагает установку концевых аэродинамических поверхностей. Они снижают интенсивность сходящих с концевых частей крыла вихрей. Они могут быть установлены на самолёты, уже находящиеся в эксплуатации, что позволяет улучшить их конкурентную способность. В работе на базе самолёта Подп. и дата SSJ 100 (RRJ-95B и RRJ-95LR) рассматривалась возможность внедрения подвижных КАП. Моделирование обтекания планера самолёта произведено в программном комплексе численного гидрогазодинамического моделирования Инв. № дубл. ANSYS CFX. Положение КАП по отношению к плоскости крыла определялось углом развала ψ (углом между плоскостью концевой нервюры и плоскостью КАП). Его значение варьировалось на 4 уровнях: 0, 15, 45, 75°. Установлено, Взам. инв. № что в режиме крейсерского полёта аэродинамически эффективны КАП ψ  75, при наборе высоты или снижении с эшелона большую эффективность приобретают КАП ψ  45. В рамках проектировочных работ выбрана Подп. и дата компоновочная схема трансмиссии и тип привода. Схема с приводом на валу конструктивно является простой и не требует дополнительных передаточных элементов, а также легка в обслуживании. Выбранный тип привода – Инв. № подп. неполноповоротный гидродвигатель с винтовым преобразователем. Лит Изм. № докум. Подп. Дата 1102.102231.000 ПЗ Лист 93

Степень влияния подвижных КАП на безопасность полётов получена из рассмотрения места средств механизации и неподвижных законцовок в обеспечении безопасности полётов. С целью сохранения уровня безопасности полётов на должном уровне, при лётной эксплуатации КАП необходимо исключить возможность самопроизвольного и несимметричного перемещения в полёте. Также при отказе привода КАП должна быть обеспечена их блокировка в заданном положении для безопасного завершения полёта. В соответствии с разработанной технологией обслуживания необходимо проводить монтаж и демонтаж КАП и оценку технического состояния отдельных элементов визуально и вихретоковым методом. Дефектация вихретоковым методом проводится в рамках специального детального осмотра, на начальных этапах эксплуатации его рекомендовано проводить каждые 6000 лётных часов или 2 года. В последующем на основании статистических данных об эксплуатации периодичность выполнения и объемы Инв. № подп. Подп. и дата Взам. инв. № Инв. № дубл. Подп. и дата выполняемых работ при ТО подвижных КАП могут быть изменены. Лит Изм. № докум. Подп. Дата 1102.102231.000 ПЗ Лист 94

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ 1 Транспорт в России. 2018 // Статистический сборник. – М.: Росстат, 2018. – 101 с. 2 Россия в цифрах. 2019 // Краткий статистический сборник. – М.: Росстат, 2019. – 522 с. 3 Российский статистический ежегодник. 2018. // Статистический сборник. – М.: Росстат, 2018. – 694 с. 4 Министерство транспорта Российской федерации «Федеральное агентство воздушного транспорта. Росавиация». Основные производственные показатели гражданской авиации за январь-сентябрь 2019 [Электронный ресурс]. – Режим доступа: https://www.favt.ru/novosti-novosti/?id=5838 (дата обращения 04.11.2019). 5 Корень, А. В. Современное состояние гражданской авиации России и прогноз её развития / А. В. Корень // Транспорт Российской Федерации – 2016. Подп. и дата СПб. – № 6(67) – С. 7–11. ISSN: 1994-831Х. 6 ОАК – Объединенная авиастроительная корпорация. Обзор рынка – 2017–2036 [Электронный ресурс]. – Режим доступа: https://www.uacrussia.ru/ upload/iblock/9f3/9f381b3b71c64fc49e94e91076549c2d.pdf (дата обращения: Инв. № дубл. 03.11.2019). 7 ОАК. Обзор рынка – 2019–2038 [Электронный ресурс]. – Режим доступа: https://uacrussia.ru/upload/iblock/806/8063c9d96983265cab264f0bbfa7 Взам. инв. № ddea.pdf (дата обращения 03.11.2019). 8 Министерство транспорта Российской федерации «Федеральное агентство воздушного транспорта. Росавиация». Государственный реестр Подп. и дата гражданских воздушных судов Российской федерации [Электронный ресурс]. – Режим доступа: https://www.favt.ru/opendata/7714549744-gosreestrgvs/ (дата обращения 03.11.2019). Инв. № подп. 9 Министерство транспорта Российской федерации «Федеральное Лит Изм. № докум. Подп. Дата 1102.102231.000 ПЗ Лист 95

агентство воздушного транспорта. Росавиация». Статистические показатели по количеству воздушных судов гражданской авиации России [Электронный ресурс]. – Режим доступа: https://www.favt.ru/opendata/7714549744- statkolsudga/ (дата обращения 03.11.2019). 10 Транспорт и связь в России. 2016 // Статистический сборник. – М.: Росстат, 2016. – 112 с. 11 Деловой авиационный портал ATO.ru. Российский парк гражданских воздушных судов [Электронный ресурс]. – Режим доступа: http://www.ato.ru/content/rossiyskiy-park-grazhdanskih-vozdushnyh-sudov-0 (дата обращения 01.11.2019). 12 ОАК. Обзор рынка – 2018–2037 [Электронный ресурс]. – Режим доступа: https://uacrussia.ru/upload/iblock/236/2369e7fb2dd28f992c80d23a501 eed1f.pdf (дата обращения: 28.02.2019). 13 Министерство транспорта Российской федерации «Федеральное агентство воздушного транспорта. Росавиация». Коммерческие воздушные Подп. и дата перевозки [Электронный ресурс]. – Режим доступа: https://www.favt.ru/ dejatelnost-aviakompanii-reestr-komercheskie-perevozki/ (дата обращения 01.11.2019). 14 Минпромторг. Государственная программа Российской Федерации Инв. № дубл. «Развитие авиационной промышленности на 2013–2025 года» [Электронный ресурс] – Режим доступа: http://minpromtorg.gov.ru/common/upload/files/docs/ Vizualizatsiya_GP_RAP_140507.pdf (дата обращения: 03.11.2019). Взам. инв. № 15 EASA | European Union Aviation Safety Agency. Type Certificate Data Sheet. Number: IM.E.021. Type: General Electric Company CF34-10E Series Engines [Электронный ресурс]. Режим доступа: https://www.easa.europa.eu/sites/ Подп. и дата default/files/dfu/EASA-TCDS-E.021_%28IM%29_GE_CF34--10E_series_engines 05-03012013.pdf (дата обращения: 31.10.2019). 16 EASA | European Union Aviation Safety Agency. Type Certificate Data Инв. № подп. Sheet. Number: EASA.E.034. Type: SaM146 series engines [Электронный ресурс]. Лит Изм. № докум. Подп. Дата 1102.102231.000 ПЗ Лист 96

Режим доступа: https://www.easa.europa.eu/sites/default/files/dfu/TCDS%20E. 034%20SaM146%20series%20issue%2008.pdf (дата обращения: 31.10.2019). 17 Superjet International. Superiority – The New Benchmark SSJ100/95 [Электронный ресурс]. Режим доступа: https://www.superjetinternational.com/ wp-content/uploads/SSJ100_Datasheet.pdf (дата обращения: 31.10.2019). 18 Bombardier Commercial Aircraft. World Leader – CRJ Series [Электронный ресурс]. Режим доступа: https://commercialaircraft.bombardier. com/themes/bca/pdf/Bombardier_CRJ_Series_Brochure.pdf (дата обращения: 31.10.2019). 19 Comac – Commercial Aircraft Co., Ltd. ARJ21-900 [Электронный ресурс]. Режим доступа: http://www.acac.com.cn/site_en/product02.asp (дата обращения: 31.10.2019). 20 Enabling airlines to outperform – Embraer. Embraer E190 Specifications [Электронный ресурс]. Режим доступа: https://www.embraercommer cialaviation.com/wpcontent/uploads/2017/02/Embraer_spec_190_web.pdf (дата Подп. и дата обращения: 31.10.2019). 21 Saravanan Rajendran. Design of Parametric Winglets and Wing tip devices – A Conceptual Design Approach / by Saravanan Rajendran – Linkoping 2012. Инв. № дубл. 22 Министерство транспорта Российской федерации «Федеральное агентство воздушного транспорта. Росавиация». Цены на авиаГСМ [Электронный ресурс]. – Режим доступа: https://favt.ru/dejatelnost-ajeroporty-i- Взам. инв. № ajerodromy-ceny-na-aviagsm/ (дата обращения 04.11.2019). 23 Вышинский, В. В. Вихревой след самолёта и вопросы безопасности полётов / В. В. Вышинский, Г. Г. Судаков // Труды МФТИ. – М.: МФТИ. – 2009. Подп. и дата – Т. 1. – № 3 – С. 73–93. 24 Prandtl L. Applications of Modern Hydrodynamics to Aeronautics, NACATR-116 – 1921. Инв. № подп. 25 Краснов, Н. Ф. Аэродинамика в вопросах и задачах: учеб. пособие для Лит Изм. № докум. Подп. Дата 1102.102231.000 ПЗ Лист 97

втузов / Н. Ф. Краснов, В. Н. Кошевой, А. Н. Данилов и др.; Под ред. Н. Ф. Краснова – М.: Высш. шк., 1985. – 759 с. 26 Dipl-Ing Wolfgang Liebe and Walter Eisenmann DE Patent No. 700625C (27 September 1938). 27 Cornish J. J. High Lift Applications of Spanwise Blowing. ICAS Paper No 70-09. – 1970. 28 Carafoli E. The Influence of Lateral Jets, Simple or Combined with Longitudinal Jets, upon the Wing Lifting Characteristics. ICAS Proc. – 1962. 29 Петров, А. В. Энергетические методы увеличения подъемной силы крыла / А. В. Петров – М.: Физматлит, 2011 – 404 с. 30 Соболев Д. А. Столетняя история «летающего крыла» / Д. А. Соболев – М.: Русское авиационное акционерное общество (РУСАВИА), 1998. – 288 с. 31 Баринов, В. А. Выбор оптимальной геометрической крутки крыла самолёта / В. А. Баринов // Учёные записки ЦАГИ – М.: ЦАГИ. – 1978. – Т. 9 – № 4 – С. 1–7. 32 Richard T. Whitcomb. A Design Approach and Selected Wind-Tunnel Подп. и дата Results at High Subsonic Speeds for Wing-Tip Mounted Winglets, NASA TN D-8260. – 1976. 33 McLean, Doug (Doug J.). Understanding Aerodynamics: Arguing from the Инв. № дубл. Real Physics / by McLean, Doug (Doug J.), 2nd ed. – Boeing, 2013. 34 The Boeing 737 Technical Site. Winglets [Электронный ресурс]. Режим доступа: http://www.b737.org.uk/winglets.htm (дата обращения 04.11.2019). Взам. инв. № 35 N+1: научные статьи, новости, открытия. Найден способ устанавливать винглеты на любые крылья [Электронный ресурс]. Режим доступа: https://nplus1.ru/news/2016/01/25/winglets (дата обращения: Подп. и дата 04.11.2019). 36 ATLAS Active Winglets | Tamarack Aerospace Group, Inc. Active Winglet / CJ2+ [Электронный ресурс]. Режим доступа: https://tamarackaero.com/ Инв. № подп. aircraft/CJ2-plus (дата обращения 31.10.2019). Лит Изм. № докум. Подп. Дата 1102.102231.000 ПЗ Лист 98

37 N+1: научные статьи, новости, открытия. NASA испытает подвижные законцовки крыла [Электронный ресурс]. Режим доступа: https://nplus1.ru/news/2016/08/22/wingtips (дата обращения: 04.11.2019). 38 Technical Briefs, Design Engineering News | TECH BRIEFS. Spanwise Adaptive Wing [Электронный ресурс]. Режим доступа: https://www.techbriefs.com/component/content/article/tb/techbriefs/aerospace/3361 4 (дата обращения: 04.11.2019). 39 NASA / NASA Tests New Alloy to Fold Wings in Flight [Электронный ресурс]. Режим доступа: https://www.nasa.gov/centers/armstrong/feature/nasatests-new-alloy-to-fold-wings-in-flight.html (дата обращения 04.11.2019). 40 Armstrong Engineering: Report Flight Research Center. 2015. Available at: Research Technology and https://ntrs.nasa.gov/archive/nasa /casi.ntrs.nasa.gov/20160006390.pdf (accessed 4 November 2019). 41 FlightGlobal: Pioneering Aviation Inside. Pictures: Albatross inspires Airbus flexible-tip demonstrator. Available at: https://www.flightglobal.com/news/ Подп. и дата articles/pictures-albatross-inspires-airbus-flexible-tip-dem-458421/ (accessed 3 November 2019). 42 CFD-Wiki, the Free CFD Reference. Sutherland's Law. Available at: https://www.cfd-online.com/Wiki/Sutherland's_law (Accessed 23 December 2019). Инв. № дубл. 43 Applied Aerodynamics Technical Committee. Proceedings of the 1st AIAA CFD Drag Prediction Workshop Drag Prediction Workshop. Available at: https://aiaa-dpw.larc.nasa.gov/Workshop1/ (Accessed 24 December 2019). Взам. инв. № 44 ANSYS CFX-Solver Modeling Guide. ANSYS, Inc. November 2011. 594 p. 45 ГОСТ 4401-81. Атмосфера стандартная. Параметры. Введ. 01.07.1982. Инв. № подп. Подп. и дата М.: Изд-во стандартов, 2004. – 181 с. 46 Airfoil Tools. DFVLR R-4 Airfoil (dfvlrr4-il). Available at: http://airfoiltools.com/airfoil/details?airfoil=dfvlrr4-il (Accessed 24 December 2019). Лит Изм. № докум. Подп. Дата 1102.102231.000 ПЗ Лист 99

47 Краснов Н. Ф. Аэродинамика. Т. 1. Основы теории. Аэродинамика профиля и крыла / Н. Ф. Краснов – М.: Высш. шк., 1980. – 388 с. 48 Josh Mills Rafic Ajaj. Flight Dynamics and Control Using Folding Wingtips: An Experimental Study. Aerospace 2017, 4(2), 19; https://doi.org/10.3390/aerospace4020019 (Accessed 24 December 2019). 49 Смирнов, Н. Н. Техническая эксплуатация летательных аппаратов / Н. Н. Смирнов, Ю. М. Чинючин – М.: Транспорт, 1990. – 416 с. 50 Программа технического обслуживания ВС RRJ-95B. – Выпуск № 2. Ревизия 0. – Москва, Red Wings Airlines, 2015. – 365 с. 51 Программа технического обслуживания воздушного судна RRJ-95LR100. – Издание 04 – АО «АТК «Ямал», 2018. – 411 с. 52 Самолёт RRJ-95. Руководство по технической эксплуатации. Раздел 57 – Крыло. – Издание 02. Изменение 05. – Акционерное общество «Гражданские самолеты Сухого», 2018. – 2712 с. 53 Перечень расходных материалов для самолета SSJ 100. – Ревизия К. – Акционерное общество «Гражданские самолеты Сухого», 2013. – 45 с. Подп. и дата 54 Перечень инструмента для технического обслуживания самолёта RRJ-95. – 5-я редакция (этап эксплуатации самолёта) – Акционерное общество «Гражданские самолеты Сухого», 2012. – 31 с. Инв. № дубл. 55 Самолёт RRJ-95. Руководство по неразрушающим методам контроля. – Часть 05 – Крыло. – Издание 02. Изменение 05. – Акционерное общество «Гражданские самолеты Сухого», 2018. – 292 с. Взам. инв. № 56 Межгосударственный авиационный комитет (МАК). Состояние безопасности полетов в гражданской авиации государств-участников соглашения о гражданской авиации и об использовании воздушного Подп. и дата пространства в 2018 году [Электронный ресурс]. – Режим доступа: https://makiac.org/upload/iblock/03e/bp-18-2.pdf (дата обращения: 28.10.2019). 57 Александров, В. Г. Авиационный технический справочник / В. Г. Инв. № подп. Александров, А. В. Майоров, Н. П. Потюков. – М.: Транспорт, 1975 – 432 с. Лит Изм. № докум. Подп. Дата 1102.102231.000 ПЗ Лист 100

58 Западно-Сибирское межрегиональное территориальное управление воздушного транспорта федерального агентства воздушного транспорта. Анализ состояния безопасности полётов в авиапредприятиях и эксплуатантах, подведомственных ЗС МТУ Росавиации за 2018 год [Электронный ресурс]. – Режим доступа: http://www.sibfana.ru/files/Analiz_2018.pdf (дата обращения 28.10.2019). 59 Северо-Западное межрегиональное территориальное управление воздушного транспорта Федерального агентства воздушного транспорта. Анализ состояния безопасности полётов в организациях коммерческой ГА и АОН, подведомственных СЗ МТУ Росавиации за 2018 год [Электронный ресурс]. – Режим доступа: http://szfavt.ru/wp-content/uploads/2019/02/analyz _po_bp_2018.pdf (дата обращения: 28.10.2019). 60 Центральное МТУ Росавиации. Анализ состояния безопасности полётов в Центральном МТУ Росавиации за 2018 год [Электронный ресурс]. – Режим доступа: http://mtuvtcrfavt.ru/tinybrowser/files/analiz-bp-cmtu-2018.pdf (дата обращения: 28.10.2019). Подп. и дата 61 Центральное МТУ Росавиации. Анализ состояния безопасности полётов в Центральном МТУ Росавиации за I полугодие 2019 года [Электронный ресурс]. – Режим доступа: http://mtuvtcrfavt.ru/tinybrowser/files/ Инв. № дубл. analiz.-sostoyaniya-bp-v-cmtu-rosaviacii-za-1-e-polugodie-2019-g..pdf (дата обращения 28.10.2019). 62 Западно-Сибирское межрегиональное территориальное управление Взам. инв. № воздушного транспорта федерального агентства воздушного транспорта. Анализ состояния безопасности полётов в авиапредприятиях и эксплуатантах, подведомственных ЗС МТУ Росавиации в первом квартале 2019 года Подп. и дата [Электронный ресурс]. – Режим доступа: http://www.sibfana.ru/files/Analiz _1_kvartal.pdf (дата обращения: 28.10.2019). 63 SKYbrary Aviation Safety. Wake Vortex Turbulence. Available at: Инв. № подп. https://www.skybrary.aero/index.php/Wake_Vortex_Turbulence#Accidents_and_Inc Лит Изм. № докум. Подп. Дата 1102.102231.000 ПЗ Лист 101

idents (Accessed 28 October 2019). 64 DOC 8643/37. Условные обозначения типов воздушных судов. – Издание 37. ИКАО, 2009. 65 SKYbrary Aviation Safety. Mitigation of Wake Turbulence Hazard. Available at: https://www.skybrary.aero/index.php/Mitigation_of_Wake_ Turbulence_Hazard (Accessed 28 October 2019). 66 Gerz, T. Aircraft Wake Vortices. A position paper. T. Gerz, F. Holzäpfel, D. Darracq. WakeNet – the European Thematic Network on Wake Vortex – 6 April 2001. Available at: http://www.cerfacs.fr/~wakenet/news/Position-paper/position- Инв. № подп. Подп. и дата Взам. инв. № Инв. № дубл. Подп. и дата paper.pdf (Accessed 28 October 2019). Лит Изм. № докум. Подп. Дата 1102.102231.000 ПЗ Лист 102

Рецензии:

Авторизуйтесь, чтобы добавить рецензию

- у работы пока нет рецензий -

Отзывы:

Авторизуйтесь, чтобы оставить отзыв