Оптимизация программы полета дозвукового пассажирского самолета …
3
качеств;
i
— число ГТД. При этом необходимо учитывать следующие
ограничения:
полет может совершаться только на заданных дискретных значе-
ниях высоты (эшелонах);
переход на следующий эшелон возможен при существующем из-
бытке (по сравнению с обеспечением полета при постоянной скоро-
сти полета) тяги двигателей (20 %) и его целесообразность определя-
ется меньшим значением километрового расхода топлива на следу-
ющем эшелоне по сравнению с текущим значением высоты;
помимо основного полета на заданную дальность на борту само-
лета должен находиться аэронавигационный запас (АНЗ) топлива,
необходимый для возможного осуществления полета на запасной
аэродром, находящийся на расстоянии 500 км, и последующее бар-
ражирование в зоне аэропорта на небольших высотах в течение
30 мин.
При этом, если рассматривать полет на дальние расстояния, зада-
чу минимизации расхода топлива на весь полет можно подразделить
на отдельные подзадачи минимизации расхода топлива на различных
участках полета, в случае полета на небольшие расстояния математи-
ческая постановка задачи усложняется. Расходы топлива на участках
разгона-набора высоты и снижения-торможения становятся соизме-
римы с расходом топлива на участке крейсерского полета. И наконец,
такой критерий эффективности, как комфортабельность полета для
пассажиров, в этом случае начинает играть ведущую роль, поскольку
нельзя считать комфортабельным полет, состоящий в основном из
участков набора высоты и снижения, ограничивающих свободу пас-
сажиров. В этом случае более приемлем будет полет на небольших
высотах, хотя и с увеличенным километровым расходом топлива. За-
дача оптимизации становится многокритериальной и сложно форма-
лизуемой. Поэтому полету на дальние расстояния по сравнению с
полетом на незначительные расстояния уделено гораздо больше вни-
мания.
Для моделирования выбраны параметры самолета, характерные
для средне- и дальнемагистральных самолетов (высокое аэродинами-
ческое качество на участке крейсерского полета — порядка 20…22,
двигатели повышенной степени двухконтурности — около 5, доста-
точно большая взлетная масса — 142,88 т). Выбранный вариант са-
молета по своим массовым, тяговым и аэродинамическим характери-
стикам близок к самолету Boing-767-200. Система вертикального
эшелонирования взята для воздушных судов в воздушном простран-
стве Российской Федерации с сокращенными интервалами (рассмот-
рен полет для путевых углов в диапазоне 0…179°).
