Geum.ru
   Авторефераты по всем темам  >>  Авторефераты по техническим наукам

Моментно-инерционный фактор в формировании облика самолета

Автореферат докторской диссертации по техническим наукам

  Страницы: | 1 | 2 | 3 |
 

ДОЛГОВ ОЛЕГ СЕРГЕЕВИЧ

Моментно-инерционный фактор в формировании облика самолета

Специальность 05.07.02. Проектирование, конструкция и производство летательных аппаратов

Автореферат диссертации на соискание ученой степени доктора технических наук

Москва-2011


Работа выполнена на кафедре Проектирование самолетов

в Московском авиационном институте

(национальном исследовательском университете)

Научный консультант:

доктор технических наук, профессор Куприков Михаил Юрьевич

Официальные оппоненты:

доктор технических наук Каримов Альтаф Хуснимарзанович доктор технических наук Абашев Виктор Михайлович доктор технических наук Пухов Андрей Александрович

Ведущее предприятие: ОАО ТАНТК им. Г.М. Бериева

Защита состоится л21 декабря 2011г. в 1000 часов на заседании диссертационного совета Д212.125.10 Московского авиационного института (национального исследовательского университета) по адресу:

125993, Москва, Волоколамское шоссе, д.4, главный административный корпус, зал заседания ученого совета.

Просим Вас принять участие в обсуждении диссертационной работы или прислать свой отзыв в одном экземпляре, заверенный печатью, по указанному выше адресу.

Для участия в заседании диссертационного совета необходимо заблаговременно заказать пропуск по тел. 158-58-52.

Саа диссертациейаа можно ознакомитьсяаа ваа библиотеке института.

Автореферат разослан л__ аа ____________ 2011г.

Ученый секретарь

диссертационного совета Д212.125.10

кандидат технических наук, профессора Комаров Ю. Ю.


-1-

ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА РАБОТЫ

Актуальность проблемьь Повышение требований к характеристикам современной авиационной техники обусловило широкий поиск новых проектно-конструкторских решений. Среди них можно выделить ЛА, для которых влияние жестких моментно-инерционных ограничений носит концептуальный характер: это сверхзвуковые маневренные самолеты, грузопассажирские региональные самолеты вертикального взлета и посадки (СВВП), маневренные СВВП, пожарные гидросамолеты, а также дальнемагистральные самолеты большой и сверхбольшой пассажировместимости (ДМС БП).

Одной из наиболее актуальных задач при проектировании перспективных самолетов этого класса является обеспечение достаточной и ожидаемой пилотами управляемости на штатных и аварийных режимах работы системы управления. Это объясняется тем, что при увеличении линейных размеров самолета взлетная масса растет пропорционально кубу линейного размера, а моменты инерции -пропорционально четвертой-пятой степени, что непосредственным образом сказывается на энергопотреблении системы управления. С другой стороны большие запасы топлива и целевой нагрузки приводят к значительному изменению моментно-инерционных характеристик самолета, как в течение полета, так и при выполнении цикла транспортных задач. Решение указанных задач только в рамках отделов систем управления зачастую оказывается затруднительным, и требует более широкой проработки.

Предпосылкой для решения задач выявления влияния моментно-инерционной компоновки (рис.1) на облик самолета является опыт разработок, направленных на улучшение его взлетно-посадочных характеристик, программ по созданию СВВП, и ДМС БП, а также научно-методическая база этих работ. Ее анализ показывает, что отдельные аспекты специфических проблем проектирования самолетов с учетом моментно-инерционных ограничений изложены в работах, посвященных СВВП и самолетам вертикального ультракороткого взлета и посадки (СВ/УВП): В.В. Володина, Г. Закса, К. Хафера (ФРГ), Ф.П. Курочкина, Н.К. Лисейцева, В.З. Максимовича, В.П. Павленко, В.Т. Тараненко - ив работах ряда других отечественных и зарубежных авторов, ученых ММЗ Скорость, ОКБ им А.С.Яковлева, ЦАГИ и других авиационных НИИ. В исследованиях ГС. Бюшгенса рассматриваются концептуальные направления развития авиационной промышленности. Работы В.М. Шейнина и В.И. Козловского посвящены особенностям весового проектированием и методам расчета моментов инерции магистральных самолётов. В.В. Мальчевскии предложил матрично-топологический метод синтеза схемы и компоновки самолета. В.З. Максимович рассмотрел вопросы формирования облика перспективных СВВП. Работы О. С. Самойловича посвящены взаимной увязке и интеграции элементов планера и систем самолета при формировании облика оригинальных схем ДМС БП. М.И. Ионов, В.Н. Семенов произвели анализ влияния внешних факторов на облик системы управления самолета. Задачи проектирования систем управления самолета изложены Ф.И. Склянским, В.И. Гониодским, И.С. Шумиловым.


Рис. 1. Моментно-инерционная модель самолета

КМ. Наджаров разработал методы определения в процессе проектирования картины изменения объемно-тарировочных, центровочных и массово-инерционных параметров топливной баковой системы. В работах Р.Е. Лампера исследуются виды и задачи флаттера. В материалах В.Г. Микеладзе рассматриваются вопросы аэродинамики органов управления. Работы С.Я. Наумова посвящены задачам устойчивости и управляемости магистральных самолетов. В.Я. Бочаров рассмотрел современные актуальные проблемы систем управления и энергетических систем магистральных самолетов. Ю.Ф. Шелюхин занимался проблемами систем улучшения устойчивости и управляемости. Г.В. Александров, Ю.Г. Живов, А. С. Устинов исследовали проблемы и перспективы активных систем управления.

Опыт научно-исследовательских и проектных работ, а также

эксплуатации самолетов создает научную базу, и подтверждает актуальность

решения задач формирования моментно-инерционного облика самолета с

учетом удовлетворения жестких инфраструктурных ограничений. Однако в

названных работах представлена прямая задача проектирования, в которой

влияние инфраструктурных и моментно-инерционныха ограничений

рассматривается как проверочное ограничение результатов формирования облика самолета. Это обстоятельство приводит к большому числу итераций, а при отсутствии времени и средств на поиск рациональных схемно-параметрических решений - к выбору нерационального, но по формальным признакам удовлетворительного облика самолета.


-3-

Целью диссертационной работы является разработка научно-методического обеспечения, включающего методики, алгоритмы и программные комплексы, обеспечивающие анализ влияния моменшо-инерционного фактора на облик самолета

Достижение поставленюй цели осуществлено на основе решений следующих задач:

- выявить моментно-инерционные требования и критичные факторы

формирования облика самолетов;

  1. выявить место этапа согласования моментно-инерционнои компоновки с возможностями системы управления в рамках формирования облика самолета и состав задач, решаемых на этом этапе;
  2. разработать новые и модифицировать существующие методы оценки моментов инерции самолета в первом приближении;

- выявить и систематизировать юнструктивно-юмпоновочные решения,

обеспечивающие требования системы управления к моменшо-инерционному облику;

  1. разработать новые и модифицировать существующие модели необходимые для этапа согласования моментно-инерционнои компоновки с возможностями системы управления;
  2. разработать алгоритмы и подпрограммы, и включить их в систему автоматизированного формирования облика самолета;

-аа провести на базе подсистемы проектные исследования по выявлению

рациональных значений параметров и схем моментно-инерционнои юмпоновки;

- анализируя полученные результаты выработать рекомендации по моментно-

инерционнои компоновке.

Методика исследования. Предметом исследования является влияние моментно-инерционнои компоновки дальнемагистрального самолета большой пассажировместимости на облик системы управления в канале крена. Декомпозиция задач, разработка моделей и алгоритмов базируются на принципах системного подхода. Выявление рациональных конструктивно-компоновочных решений осуществлено на основе моделирования с помощью формально-эвристических процедур.

Математически задача отыскания рациональных значений параметров поставлена как задача многокритериальной дискретной оптимизации.

Научная новизна диссертации заключается в создании научно-методического обеспечения (HMD), состоящего из методов, алгоритмов и подпрограмм, позволяющих проводить анализ влияния моментно-инерционнои компоновки на облик систем управления перспективных самолетов большой пассажировместимости. С использованием разработанного HMD, в данной диссертационной работе выявлены специфические задачи компоновки топливных отсеков, силовой установки и целевой нагрузки для дальнемагистральных самолетов большой пассажировместимости, а также водных баков для пожарных гидросамолетов. По результатам анализа разработаны модели агрегатов и предложен метод расчета моментов инерции самолета в первом приближении.

Выявлены связи параметров альтернативных вариантов компоновки топлива, двигателей и целевой нагрузки с моментно-инерционными характеристиками самолета, а также определены области существования компоновочных решений и зоны применения альтернативных подходов к формированию облика системы управления.


-4-

Теоретическая и практическая ценность. Разработанные методы

расчета и модели использованы в созданном, при участии автора, программном

комплексе формирования моментно-инерционного облика самолета, получившем

свидетельство о государственной регистрации программы №2011610197.

Комплекс является современным линструментом проектировщика-исследователя

дляа выработкиа рекомендацийа поа проектированиюаа перспективных

дальнемагистральных самолетов большой пассажировместимости, пожарных гидросамолетов и др.

Результаты работы могут быть использованы в НИИ и ОКБ авиационной промышленности при разработке комплексных систем автоматизированного проектирования и при подготовке специалистов по проектированию самолетов в авиационных учебных заведениях.

К наиболее существенным результатам, полученным лично соискателем ученой степени, следует отнести:

  1. Разработку научно-методического обеспечения анализа влияния моментно-инерционных характеристик на облик самолета;
  2. Выявление и формализацию ограничений, оказывающих наибольшее влияние на моментно-инерционный облик самолета;
  3. Выделение задачи согласования моментно-инерционной компоновки с возможностями системы управления в отдельный раздел, определение задач решаемых на этом этапе и их влияния на облик системы управления и эффективность самолёта в целом;
  4. Формирование новых методов определения моментов инерции самолета в целом и отдельных агрегатов, на ранних этапах проектирования.
  5. Выявление и систематизацию схемных и конструктивно-компоновочных решений, обеспечивающих снижение требований к системе управления самолетом при работе на аварийных режимах;
  6. Создание на основе разработанных моделей и алгоритмов программного комплекса позволяющего проводить анализ моментно-инерционной компоновки Моментно инерционный фактор свидетельство о государственной регистрации программы для ЭВМ №2011610197.

Достоверность полученных результатов обеспечивается тестированием программного комплекса при расчете реальных самолетов и сопоставления их с фактическими данными. Отклонение характеристик физических и математических моделей не превышает 5%.

Внедрение результатов работы. В настоящее время результаты работы внедрены на ряде конструкторских бюро и предприятиях авиационной промышленности, таких как: ОАО ТАНТК им. Г.М. Бериева, ОАО ОКБ Авиационный комплекс им. СВ. Ильюшина, ОАО Туполев и др., а также в учебный процесс кафедры Проектирование самолетов МАИ.


-5-

Апробация работы. Основные результаты работы были доложены и

обсуждены на ряде научно-технических конференций и в организациях._____

Год

Организация, наименование конференции, семинара

Вид доклада

2003

НТК ВВС

Научный доклад

2005

МАИ кафедра Проектирование самолетов

Научный доклад

2008

ОАО ТАНТК им. Г.М. Бериева

Научный доклад

2010

Межотраслевой молодежный научно-технический форум Молодежь и будущее авиации и космонавтики-2010

Научный доклад

2010

000АСА

Научный доклад

2010

Научно практическая конференция молодых ученых Инновации в авиации и космонавтике-2010

Научный доклад

2011

МАИ кафедра Проектирование специальных авиационных комплексов

Научный доклад

2011

ОАО Авиационный комплекс им. СВ. Ильюшина

Научный доклад

2011

4ТН EUROPEAN CONFERENCE FOR AEROSPACE SCIENCES (EUCASS) AIR & SPACE ACADEMY, ЦАГИ

Научный доклад

2011

МАИ кафедра Проектирование самолетов

Научный доклад

2011

ОАО ТАНТК им. Г.М. Бериева

Научный доклад

Основные теоретические положения и некоторые результаты исследования опубликованы автором в монографии [12], в научных статьях [6, 7,11, 13,19-34], а также содержатся в тезисах докладов на научно-технических конференциях всероссийского и международного значения [1-5, 8, 10, 14-18,25].

Структура и объем диссертационной работы. Диссертация состоит из введения, трех разделов, выводов, заключения, библиографического списка и приложения. Объём работы составляет 341 страницу, включая 142 рисунка и 32 таблицы. Список литературы содержит 109 наименований.

СОДЕРЖАНИЕ РАБОТЫ

Первый раздел состоит из трех глав. В первой главе проводится анализ особенностей формирования моментно-инерционного облика (рис.1) летательных аппаратов.

Период конца 60-х - начала 70-х дал авиации целое семейство широкофюзеляжных пассажирских самолетов А310/А340, ИЛ-86, DC-10, В747-200/300. На этих примерах можно проанализировать диалектику решения проблемы формирования моментно-инерционного облика, стоящую перед создателями перспективных самолетов. Так, даже для самолетов относительно небольшой размерности (первые варианты Ту-22М), недостаточно подробная проработка особенностей моментно-инерционной компоновки самолета в целом, и согласование расположения силовой установки в пространстве относительно центра масс и возможностей системы управления в частности, привело к возникновению ряда проблем с управляемостью в канале тангажа, что в свою очередь потребовало внесения значительных изменений в облик самолета.


-6-

.


Рис. 2. Объекты авиационной техники

в пространстве

моментно-инерционных

параметров


Tz ->Тета при L.а const^Aiаа ^t"7"^/

иол оаа "фBZ/ у

/а

(ЮМОарйщютцики


На рисунке 2 эти самолеты и другие типы летательных аппаратов показаны в пространстве моментно-инерционных параметров: взлетная масса самолета, размах крыла или длина фюзеляжа, соотношение посадочного момента инерции топлива к взлетному или момента инерции целевой нагрузки соответственно. Анализ этого пространства позволяет выявить самолеты, имеющие как большую размерность и большую взлетную массу, так и самолеты, имеющие значительное изменение массы топлива или целевой нагрузки в течение полета, для которых задача корректного формирования моментно-инерционного облика позволит выполнить проектные задачи на качественно более высоком уровне.


-7-


Вторая глава посвящена постановке задачи исследования и рассмотрению ограничений, которые накладываются на формирование моментно-инерционного облика самолетов.

В обобщенном виде проектная задача отыскания рациональных значений параметров облика самолета представляется как задача многокритериальной дискретной оптимизации. Ее в общем виде можно сформулировать так: определить вектор конструктивных параметров X* ^ Хдоп, где Хдоп Ч множество допустимых вариантов проектно-юнструкторских решений. Вектор юнструктивных параметров X* состоит из элементов, которым соответствуют набор минимальных значений в

матрице целевых показателей Р(уь ?2; ?3;аа ^?? связывающей параметры и характеристики проекта X на множестве ограничений U:

Оценка вариантов осуществляется с помощью частных показателей эффективности самолета. Анализ этих показателей позволяет уже на ранних этапах формирования облика самолета отбросить заведомо неэффективные проекты и сосредоточиться на оптимизации проектов, обладающих лучшими частными критериями. При этом часть требований можно удовлетворить, заложив их в методику компоновки.

На каждом этапе проектирования, наряду с частными показателями эффективности, как правило, можно выделить несколько критериев, носящих концептуальный характер, нерациональность которых приводит к однозначной нерациональности технического решения. Например, если момент отклонился более чем на 50% от исходного рубежа, то, с точки зрения системы управления и инерционных нагрузок, можно однозначно утверждать, что такой вариант не рационален. Как правило, основные параметры выбираются на основании этих частных критериев. Их доминантный характер позволяет сконцентрироваться именно на их оптимизации, а остальные критерии рассматривать как поверочные.

При проведении исследований в качестве целевых функций рассматриваются:

т0- взлетная масса самолета;

тф =f(m ч" 'ж>т дв 'ж> пдв)аа " относительная масса фюзеляжа;

ткр= f{nde;Шдв;ide;mm;im;ткД)аа - относительная масса крыла;

? Ч м расп Ij^ потр- безразмерные показатели степени

управляемости самолета; где:а м Распа - располагаемый момент на управление самолета относительно выбранной оси; j^-nompа . потребный момент инерции самолета относительно выбранной оси.

Критерий у=Мрас" 1М""""Р равен отношению величин располагаемых и потребных моментов, и определяет степень управляемости самолета относительно соответствующей оси.

Выбор объясняется тем, что он, являясь частным критерием эффективности, наглядно отражает влияние объемно-весовой компоновки и эффективность использования выбранной стратегии формирования облика системы управления:

?

(r>\)^(Mpacn>M"mp)^а ??{??)?? /co>\\\r2dm(2)

уаа га /аа xyzJ

Использование моментно-инерционных показателей в качестве критериев оценки совершенства самолета не противоречит общепринятому подходу к оценке через весовые характеристики. Поскольку каждый липший килограмм массы агрегата, имеющий ненулевой радиус инерции, приводит к увеличению инерционностиа всегоаа самолета,а чтоаа ва своюа очередьа вызываета увеличение


-9-

инерционных нагрузок. Для параметров распределения массы вдоль оси OZ критичными могут оказаться вращательные эволюции самолета или посадка. Помимо роста нагрузок происходит увеличение массы и энергопотребления системы управления.

Также в качестве критериев рассматривается взлетная масса самолета, относительная масса фюзеляжа и крыла, использование этих критериев позволяет оценить весовое совершенство рассматриваемых альтернативных вариантов проекта.

По результатам анализа исходных данных, полученных на этапе внешнего проектирования, формируется множество требований и ограничений U=U(iij). Размерность вектора i определяется заданием на проект. Те требования, которые носят вербальный характер, необходимо заменить их математическими эквивалентами. На рис.3 представлена схема, отражающая методику поиска элементов вектора схемных решений, позволяющих удовлетворить множеству требований и ограничений Ц=и(ц).

Эти зависимости характеризуют каждое проектно-конструкторское решение х^, записанное ранее в матрицу проектно-конструкторских решений [Х^] ва вербальнома виде.а Число атакиха матрица иа иха характеристическийа состав


-10-


определяется проектировщиком индивидуально для каждого конкретного случая.

Результатом работы на этом этапе являются выявленные альтернативные векторы рациональных схемных решений. Синтезированные новые схемные решения, как правило, являются результатом разрешения диалектических противоречий. Поиск нового решения - это, прежде всего, глубокий анализ преимуществ и недостатков старых и синтез, на их базе, нового решения, являющегося результатом решения поставленной задачи на новом техническом уровне. Таким образом, для корректного решения задачи проектирования самолета необходимо отыскание допустимого вектора проектных параметров X, что в нашем случае требует решения системы уравнений увязки облика самолета, которая в обобщенном виде может быть записана следующим образом (3).

= 0,

я, = о.

:l

W.(x)-1=0,

(3)


где:


Rj L,


YmJ(x)*g*RJ2*exrz-Y(PoXIZ)l*Ll=0,

  1. вектор силы i-ой поверхности системы управления;
  2. масса у-го элемента самолета;
  3. ускорение свободного падения; -радиус-вектор /'-го элемента;
  4. радиус-вектор центра массу-го элемента самолета;
  5. плечо органов управления;

^??? _ угловое ускорение.

Полученная система уравнений представляет собой систему четырех нелинейных уравнений относительно параметров увязки облика самолета, в качестве которых выступают радиус-векторы точек привязки агрегатов и органов энергетических систем. Решение такой системы традиционными методами представляется затруднительным, так как число агрегатов, координаты привязки которых необходимо найти, составляет уже на (i+2) уровне к >3000. Поэтому, для ряда типов летательных аппаратов число уравнений в системе сокращают, представляя требования, накладываемые этими уравнениями в виде ограничений и фактически сводя систему уравнений к решению уравнения массового баланса.

Однако для некоторых типов перспективных самолетов, таких как самолеты вертикального взлета и посадки, пожарных гидросамолетов, а также дальнемагистральных самолетов большой пассажировместимости, наряду с необходимостью решения традиционного уравнения массового баланса, высокую актуальность получает необходимость корректного решения системы уравнений моментно-инерционного баланса.


-11-


В этом случае решение уравнения массового баланса характеризуется определением массы самолёта и выявлением групп элементов, масса которых известна, а так же контролем над соотношением масс отдельных агрегатов и систем самолёта по уравнению массового баланса самолёта:

  Страницы: | 1 | 2 | 3 |
     Авторефераты по всем темам  >>  Авторефераты по техническим наукам