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 |

 

В третьей главе выделяется место и роль поставленной задачи исследования в рамках процесса проектирования самолетов.

В первой части третьей главы формализуется структура проектных процедур формирования облика самолета. Процесс проектирования перспективных самолетов на основе моментно-инерционного облика имеет специфический характер. Под моментно-инерционным обликом в данной работе понимается определение значений основных конструктивных параметров, которые однозначно определяют форму, размеры и инерционные характеристики самолёта, соответствующие этапу предварительного проектирования.

Локализованы задачи согласования моментно-инерционной компоновки двигателей, коммерческой нагрузки и топливных баков с возможностями системы управления рулями, при условии удовлетворения матрице требований и ограничений. Для самолетов рассматриваемого класса процесс компоновки носит специфический характер в силу особенностей ДМС БП. Далее рассмотрим причины, которые вызывают необходимость модификации традиционных процедур.

Компоновка силовой установки оказывает большое влияние на облик самолета (рис 4), в том числе можно выделить влияние параметров компоновки: на изменение аэродинамических характеристик самолета, изменение собственных частот колебаний планера, изменение массы конструкции, изменение эффективного объема топливных баков, которые также зависят и от максимальной координаты расположения топливных баков в крыле и т.д.

От компоновки топливных баков и коммерческой нагрузки (рис. 4) зависят показатели весового совершенства ЛА, разгрузки крыла и фюзеляжа, дальность полета, характеристики пожарной безопасности, а также моментно-инерционные характеристики самолета.

Так, задача формирования моментно-инерционной компоновки относительно продольной оси самолета ОХ и анализ ее влияния на канал крена системы управления обладают рядом особенностей, которые состоят в том, что с одной стороны момент инерции относительно продольной оси самолета ОХ является минимальным по сравнению с OY и OZ, а требования к располагаемым угловым ускорениям достаточно высокие 0.3-1.2 рад/с2, с другой стороны момент инерции относительно оси ОХ слабо зависит от размещения полезной нагрузки и способен сильно в 1.5-2.5 раза (для дальнемагистральных самолетов большой пассажировместимости классической компоновки) уменьшаться в процессе полета за счет выработки топлива.

Во второй части третьей главы рассматриваются методы определения моментов инерции. В настоящее время данную задачу решают несколькими методами, которые ориентированы для использования на разных этапах проектирования:

1. аналитические методы;
2. методы на основе экспериментальных исследований;
3. табличные методы основываются на центровочных ведомостях;
4. методы твердотельного моделирования;
5. методы определения моментов инерции на основе эмпирических коэффициентов распределения массы.

Далее рассматриваются основные особенности перечисленных методов, определяющие области их применения. Так, например, момент инерции самолета может быть определен путем вычисления аналитических зависимостей сформулированных на основе упрощенной геометрической модели (рис. 5).

Y

го

во

Рис. 5. Моментно-инерционная модель на основе геометрического моделирования

Дальнемагистральные самолеты большой пассажировместимости обладают достаточно большим удлинением крыла и, как следствие, значительной протяженностью в пространстве, следовательно, возможен значительный разброс в распределении масс, что во многом уменьшает степень достоверности расчетов.

Самолеты вертикального взлета и посадки обладают очень узкими диапазонами допустимых значений моментов инерции, что в совокупности с жесткими ограничениями по компоновке самолета значительно ограничивает свободу проектировщика на этапе проведения объемно-компоновочных работ.

Как уже отмечалось, для самолетов классической схемы расположение большинства агрегатов однозначно определено, поэтому их приращение Эг//Эт0 при анализе малых приращений можно принять равным нулю.

-16-

Получить приемлемую точность расчетов моментов инерции, для самолетов нормальной аэродинамической схемы, позволяет сравнительная простота форм самолета и наличие у него плоскости симметрии.

В третьей части главы три рассматривается номенклатура проектных моделей и требования к ним. Во-первых, это математические модели расчёта геометрических, массовых и моментно-инерционных характеристик компонуемых элементов, а, во-вторых, структурно-параметрические модели системы управления рулями самолета. Моментно-инерционные модели используют информацию о геометрических и массовых характеристиках самолёта. Следовательно, можно представить, что в основе моментно-инерционных моделей лежат массовые и геометрические модели, которые являются, по сути, параметрами моментно-инерционных моделей. Повышению точности расчетов моментно-инерционных параметров способствует наличие у самолета плоскости симметрии, и установившихся зон компоновки отдельных систем и агрегатов.

Совокупность рассмотренных моделей позволила сформировать математические модели процедур формирования моментно-инерционного облика самолета. Модель компоновочного пространства представляет трехмерное пространство в связанной системе координат. Модель процедур компоновки построена на базе формальных и эвристических зависимостей и обеспечивает взаимную пространственную увязку основных элементов самолета с учетом требований к их эксплуатации.

Второй раздел диссертации посвящен разработке методов согласования моментно-инерционного облика с возможностями системы управления, этот раздел состоит из двух глав.

В четвертой главе формируются теоретические аспекты синтеза компоновочных схем самолета при критичности моментно-инерционного облика.

Характерное для современных ДМС БП увеличение линейных размеров и специфика применения гидросамолетов, приводит к росту и значительному изменению в течение полета моментов инерции самолета, а вместе с ними и к росту резерва потребных управляющих моментов, что вступает в противоречие с возможностями и требованиями к системы управления, и требует адекватных мер со стороны проектировщиков. Наглядным примером этому служат самолеты таких авиационных фирм как Airbus, Boeing, ОКБ Туполев. Анализ проблемы позволяет выявить особую актуальность согласования моментно-инерционных показателей для современных дальнемагистральных самолетов большой пассажировместимости и пожарных гидросамолетов.

Для получения требуемого уровня управляемости возможно два направления исследований: первый связан с увеличением располагаемых моментов, а второй со снижением и стабилизацией потребных моментов на управление.

Особую актуальность получает задача обеспечения требуемого уровня управляемости за счет снижения моментов инерции самолета. Необходимо отметить, что кроме снижения моментов инерции во многих случаях наиболее важной задачей является обеспечение стабильности моментов инерции самолета в течение полета.

Учитывая, что моменты инерции зависят только от массы и ее расположения,аа можноаа провестиаа анализа амассово-инерционныхаа показателей

-17-

основныхаа агрегатоваа самолета,аа какаа ваа пространствеаа поаа тремаа осям,аа такаа и относительно отдельно взятых осей.

При проведении синтеза, на основании геометрических параметров компоновки и распределения массы агрегатов определяются относительные радиусы инерции отдельных агрегатов, которые в совокупности с показателями массы агрегатов позволяют сформировать объемные гистограммы моментов инерции самолета и его агрегатов, относительно отдельно взятых осей (рис. 6) и в пространстве относительно трех осей.

ЧHV -а 2 Чаа 2а у-

Ij = i,а ж nij = 2??~? = У(объем цшшндра)

где:

тj(масса агрегата) = Н{высота цшиндра)

ij (радиус инерции агрегата) = 2л-/?2(радиус цилиндра г{ и ггЧрадиусы виртуальных зон компоновки

Двигатели внешние жаа Двигатели внутренние

Рис. 6. Гистограмма

относительных

моментов инерции

и основные зоны компоновки

относительно оси ОХ самолета

Легко видеть, что градиентом приращения по относительной массе агрегата является квадрат его относительных радиусов инерции, а градиентом приращения по относительному радиусу инерции, соответственно, удвоенное произведение относительной массы на относительный радиус инерции:

Э/Jаа = д(т j_ij2)= т 2

д т ,д т ,

3а 3(10)

_ Чох_а ----- Ч 2

61 jд(т j-ij)

3аа 'Jаа ' = 2-т3

dijЭ ij

В зависимости от градиента приращения момента-инерции относительно оси ОХ по относительной массе агрегата можно выделить (рис. 6) три характерные для рассматриваемых типов самолетов зоны компоновки. Первая зона с цилиндрической границей, описанной из ЦМ относительным радиусом Г]=0.09-0.21, предпочтительна для компоновки агрегатов с удельной массой более 700 кг/м3, здесь желательно размещать агрегаты которые меняют собственный момент инерции в течение полета.

Во второй зоне, внешней границей которой служит цилиндр, описанный из центра масс с относительным радиусом г2= 0.79-0.91, желательно компоновать агрегаты с удельной массой от 200 до 700 кг/м3.

-18-

В третьей зоне, которую составляет все компоновочное пространство за пределами внешних границ первых двух зон, размещаются агрегаты и отсеки с удельной массой менее 200 кг/м3. Компоновка агрегатов меняющих свою массу в течение полета в третьей зоне нежелательна. Оправданным является размещение в ней обтекателей РЛС, антенного оборудования и органов управления.

Сформированные выше положения и информация, полученная на основании проведенных ранее исследований, позволяет сформировать компоновочное поле для размещения внутренних крыльевых топливных баков и фюзеляжных баков для воды и химикатов, если речь идет о пожарных и спасательных самолетах.

Доступное компоновочное пространство для топливных баков описывается системой неравенств вида:

f (х, у, z)а <аа 0 (11)

По оси OZ оно ограничено с одной стороны законцовкой крыла, с другой стороны возможным ограничением может стать зона центроплана, если она занята фюзеляжем, и нежелательно располагать топливные баки в непосредственной близости от пассажирской гермокабины. По осям ОХ и OY основные ограничения на компоновочные зоны накладываются со стороны геометрических параметров крыла и фюзеляжа, которые выбираются из условий не связанных с размещением баков.

При выборе зон компоновки топливных и водных баков необходимо учитывать, что при вращательных эволюциях самолета жидкость не участвует в них полностью, так как не увлекается стенками бака, а скользит относительно них. Данное обстоятельство приобретает особенную актуальность для баков цилиндрической формы с гладкими стенками, такие баки характерны для фюзеляжа. При вращении относительно продольной оси такого бака собственный момент инерции жидкости относительно мал, а так как для фюзеляжных баков переносной момент инерции относительно оси ОХ также незначителен, то это обстоятельство приводит к тому, что полный момент инерции такого бака вырождается. Баки, расположенные в крыле имеют непропорциональную прямоугольную форму, небольшую строительную высоту и оребрение стенок в виде стрингеров и нервюр, в силу чего собственный момент инерции жидкости в таком баке приближается к моменту инерции твердого тела. Следовательно, для жидкости градиент приращения относительного момента инерции по относительному радиусу инерции будет иметь более крутую зависимость по отношению к аналогичной зависимости для двигателей:

dldeд(ГПдеа -1десоб. )д(ГПде -Idenep.)а Да ---- а Г-~\аа /"П\

----- жж---- =Ч-------------- жж-------------- -+Ч----------------- жж------- tЧL=а 2-Шдва -{Тдесоб. + Idenep.)(12)

dldedldedlde

На основании проведенного анализа можно сделать вывод, что для топливных баков зависимость приращения моментов инерции топливных баков от радиус-вектора от оси ОХ до центра масс топливного бака существенно отличается от аналогичной зависимости для двигателей (12), и ее можно записать в общем виде:

-19-

	г. i=> dILа _> 2
Х
	/Nаа dlx г. Т^> Ч^-> 2 Э/,
зависимость позволяет

mt-its

(13) mt-(itp + its)

Данная зависимость позволяет сформировать предпочтительные зоны компоновки топливных баков, по градиентам приращений, (max 0.5-0.7 от размаха крыла) в зависимости от моментно-инерционных показателей для обеспечения стабильности моментов инерции самолета в течение полета при выработке топлива.

Компоновочное пространство для водяных баков, предназначенных для многократного забора и сброса воды во время выполнения операции по тушению пожаров фактически ограниченно зоной ??=0.09-0.21, что связано с одной стороны необходимостью минимизировать влияние на изменение центровки, что в принципе может быть скомпенсировано симметричным расположением баков, а с другой симметричное расположение, с относительным радиусом инерции более 0.21, может привести к циклическому неблагоприятному изменению моментов инерции относительно оси ??. Для водных баков зависимость приращения моментов инерции от радиус вектора можно записать в общем виде (14):

~\ JOX

г. 4=> -JS- - 2 т^ ж 'гебсоб(14)

Таким образом, можно видеть, что жидкость, располагаясь вблизи от центра масс в баках пропорциональной формы обладает минимальным моментом инерции. Но при этом необходимо предотвратить самопроизвольное перетекание жидкости в процессе выполнения самолетом эволюции и связанное с этим изменение положения центра масс, как правило, это достигается за счет членения бака на отсеки, что в свою очередь ведет к некоторому увеличению моментов инерции, за счет приближения собственного момента инерции такого бака к моменту инерции твердого тела Компоновочное пространство баков для жидких химических средств имеет аналогичный вид.

В пятой главе предлагается методика согласования моменшо-инерционного облика самолета с возможностями системы управления на примере канала крена

В первой части главы рассматривается закон квадрата куба в применении к моменшо-инерционным характеристикам самолета. Увеличение линейных размеров, характерное для дальнемагистральных самолетов большой пассажировместимости классической схемы, приводит к росту взлетной массы, пропорционально квадрату, объема пропорционально кубу, а моментов инерции пропорционально пятой степени, причем для самолетов больших размерностей характерны более высокие степени. Таким образом, инерционность машины, а вместе с ней и потребные управляющие моменты растут, что непосредственным образом вступает в противоречие с возможностями системы управления. Данная зависимость вносит корректировку в структуру и состав задач, решаемых в рамках согласования моменшо-инерционного облика самолета с возможностями системы управления.

Для того чтобы самолет выполнял требования технического задания, необходимо обеспечить превышение располагаемого момента над потребным, который определяется значениями момента инерции самолета и потребного углового ускорения относительно рассматриваемой оси, в нашем случае ОХ. В общем виде, это условие можно записать следующим выражением:

Во второй части пятой главы произведен анализ современных типов систем управления и их специфики по отношению к моменшо-инерционному облику.

Система управления, как объект проектирования, представляет собой большую и сложную техническую систему, обладающую развитой иерархической структурой. В связи с этим на первом шаге проектирования проводятся исследовательские работы, имеющие целью разработку иерархической системы моделей на основе декомпозиции проблемы синтеза системы управления. Как было показано, формирование моментно-инерционного облика самолета и проектирование системы управления, представляет собой сложный, много итерационный процесс. В рамках которого, проектно исследовательские работы можно разделить на несколько этапов, отличающихся целями проектно-исследовательских работ, постановкой задач, методами и моделями исследований, результатами работ: внешнее проектирование, проектирование общего вида, проектирование отдельных систем и агрегатов. Результаты исследования на этапах внешнего и первых этапах внутреннего проектирования на основе принятых схемных решений позволяют сформировать моментно-инерционный облик самолета, и дают возможность приступить к проектированию системы управления рулями.

Проектирование происходит в условиях, когда на систему в целом уже наложены некоторые требования и ограничения. В свою очередь, задача проектирования состоит в формулировании требований и ограничений, в рамках которых будет проходить проектирование отдельных агрегатов.

Необходимо отметить, что использование альтернативных стратегий формирования облика системы управления позволяет обеспечить различные уровни управляемости на расчетных режимах полета.

Это позволяет, из всего процесса создания самолета - от зарождения идеи до запуска в серийное производство и эксплуатацию, рассматривать лишь первые этапы проектирования. В рамках этих этапов локализована задача формирования моментно-инерционного облика самолета и согласование структурно-параметрического облика системы управления рулями, при условии удовлетворения матрице требований и ограничений.

-21-

В третьей части пятой главы изложены разработанные модели необходимые для этапа формирования моменшо-инерционного облика самолета К ним в первую очередь относятся структурные и потоковые модели системы управления, геометрические, массовые и моменшо-инерционные модели агрегатов самолета

Так проведенный в третьей главе диссертации анализ существующих методик, а также формул для определения моментов инерции самолетов показывает, что они либо совсем, либо частично не учитывают особенностей компоновки современных самолетов рассматриваемых классов. С учетом сложившихся диапазонов расположения агрегатов имеющих наибольшее влияние на моменты инерции самолета (агрегатов конструкции планера, топлива, двигателей, целевой нагрузки, снаряжения) на основе анализа статистики и особенностей моменшо-инерционного облика современных самолетов -предложены формулы расчета моментов инерции самолета в первом приближении на основе расчетных коэффициентов распределения массы:

1 ,???+05 1.00?+06 1.00?+07 1,00?*08

Расчетные моменты инерции [кг*м2]

Рис. 7. Проверка адекватности инерционных моделей

Третий раздел диссертации состоит из четырех глав и посвящен проектным исследованиям по формированию моментно-инерционной компоновки и ее влияния на облик самолета.

В шестой главе формируются методы моментно-инерционной компоновки самолета. В первой части шестой главы рассматриваются теоретические аспекты синтеза компоновочных схем самолета при критичности моментно-инерционного фактора.

Для рассматриваемых типов самолетов, в силу повышенной чувствительности к моментно-инерционным ограничениям, этап компоновки самолета носит концептуальный характер. Его содержательное наполнение зависит от назначения самолета и, как следствие, критичности того или иного ограничения.

С целью минимизации числа итераций и обеспечения сходимости компоновки

необходимо выявить критичный фактор этого процесса, и относительного него

провести построение компоновочных процедур в единый алгоритм. Моментно-

инерционный фактор оказывают непосредственное влияние, как на формирование

допустимого компоновочного пространства, так и на процедуры позиционирования в

нем агрегатов и систем самолета. В целом это приводит к рациональности решения

лобратной задачи компоновки (рис. 8), когда облик самолета обусловлен и

формируется от ограниченного компоновочного пространства. При этом реализация

лобратной задачи компоновки исходит из выявления компоновочного пространства

и декомпозиции его по характеристическим признакам. В качестве последних

выступаюта центровка, моменты инерции, удельная плотность и т.д.

Характеристические признаки несут концептуальную составляющую, как для отдельных агрегатов, так и для самолета в целом. Реализация построения компоновочных процедур относительно критичного фактора приводит к декомпозиции компоновочных процедур и выявлению очередности их проведения.

Характерной чертой компоновки при критичности моментно-инерционного облика является возможность определения пространственной увязки агрегатов (двигатели, топливные баки, целевая нагрузка), которые однозначно обуславливают моменты инерции самолета и их изменение в процессе эксплуатации и в течение полета, уже в первой итерации. При этом задача компоновки сводится к расположению и взаимной увязке агрегатов в компоновочном пространстве, обусловленном моментно-инерционными ограничениями. Взаимная увязка агрегатов и систем сводится к проведению формально-эвристических процедур. Решая системы линейных уравнений компоновки вида: f(х , у , z) = 0 , получаем координаты искомых точек привязки агрегатов. Порядок решения уравнений компоновки определяется эвристическими моделями.

Вторая часть шестой главы посвящена компоновке самолета при критичности моментно-инерционных параметров к возможностям системы управления.

Для обеспечения управляемости самолета, он должен иметь систему управления, обеспечивающую превьппение располагаемых моментов над потребными. Минимизация затрат массы и энергии на обеспечение управляемости -одна из важнейших задач проектирования. Она решается выбором рациональных параметров объемно-весовой и моментно-инерционной компоновки и проектно-конструктивных решений в облике системы управления. В связи с этим, для целого ряда типов самолетов (СВВП, ДМС БП, пожарные гидросамолеты) моментно-

-24-

инерционная компоновка становится весьма важной составляющей общей задачи компоновки самолета. В качестве основных требований выступают требования превышения располагаемых моментов над потребными во всем диапазоне значений. Компоновка самой системы управления и рулевых поверхностей, а также их влияние на компоновку всех остальных агрегатов и систем самолета требует разработать новый подход к моментно-инерционной компоновке. В общем виде это условие можно записать следующим выражением (19):

Из выражения (19) следует, что для получения минимальных величин шарнирных моментов на органах управления, а, следовательно, и минимальных расходов энергии на управление самолетом, рулевые поверхности целесообразно располагать на максимальном удалении от центра масс самолета, либо уменьшать моменты инерции самолета за счет размещения более тяжелых агрегатов на плече меньшем, чем плечо легких агрегатов. Выбор рулевых поверхностей в канале тангажа и курса ограничивается длиной фюзеляжа самолета, а в каналах курса и крена - размахом крыла. Длина фюзеляжа и размах крыла выбираются исходя из условия удовлетворения требований не связанных с управляемостью, поэтому компоновочное поле рулевых поверхностей имеет ограниченные размеры и, как правило, повлиять на величину управляющих моментов через параметры плеча рулевой поверхности не удается.

Сформированные выше положения легли в основу предложенного подхода к моментно-инерционной компоновке самолета.

В третьей части шестой главы сформированы процедуры синтеза компоновки самолета при критичности моментно-инерционных параметров к компоновочному пространству.

Проведение компоновочных работ, с учетом системы моментно-инерционных ограничений накладывает дополнительные требования и расширяет состав учитываемых на данном этапе агрегатов, при этом мы, фактически, заранее знаем, как должны быть распределены массы в рамках доступного компоновочного пространства, остается ответить на вопрос за счет массы каких агрегатов и в каких

-25-

пропорциях это будет реализовано, что размывает границы между этапами компоновки и увеличивает итерационность процесса. Таким образом, можно говорить, что основной особенностью компоновочных работ с учетом моментно-инерционного фактора является их интегральный характер с акцентом в первую очередь на компоновку агрегатов обладающих большими относительными массами и допускающими вариации в пространственном расположении, это в первую очередь двигатели, топливо, коммерческая нагрузка и др.

Повышение интеграции между этапами компоновки перспективных самолетов, характерное для процедуры моментно-инерционной компоновки, приводит к появлению параллельных компоновочных процессов, с одной стороны это формирование пассажирских палуб, исходя из количества пассажиров экономического класса, и как следствие параметров фюзеляжа и моментно-инерционных характеристик относительно оси OZ, а с другой стороны это моментно-инерционная компоновка относительно оси ОХ, где доминирующее значение приобретает компоновка силовой установки и топливных баков. Для отыскания допустимого вектора проектных компоновочных параметров X в первом приближении необходимо решение системы следующих уравнений увязки облика самолета:

0; 1 = 0; ?(?????\ =

X т j(x) - 1 j ж? ????) xyzj ? mj(x)*g

где в перечисленном порядке

приведены уравнения, обеспечивающие:

-условие массового баланса;

-условие моментно-инерционныха (20)

балансов по всем осям; -условие балансировки. Полученная система уравнений представляет собой систему нелинейных уравнений относительно параметров увязки облика самолета, в качестве которых выступают радиус-вектора точек привязки агрегатов. Решение такой системы традиционными методами представляется затруднительным, так как число агрегатов, координаты привязки которых необходимо найти, составляет уже на (i+1) уровне к>103.

Решение приведенной выше системы уравнений требует применения совокупности процедур, которые легли в основу предложенного формально-эвристического метода формирования моментно-инерционного облика самолета

Для решения уравнений возможно применение искусственного приема, который заключается в проведении юмпоновки относительно виртуального центра масс (ВЦМ) самолета. Снятие неопределенности относительно положения центра масс самолета упрощает компоновку агрегатов, имеющих ограничения на их размещение по отношению к ЦМ. К числу таких агрегатов относятся шасси, крыло, топливные баки, коммерческая нагрузка и т.д. Это обстоятельство вносит изменения в порядок и процедуру компоновки агрегатов и систем самолета, которая условно разбита на несколько этапов. В развернутом виде этот процесс можно представить следующим образом (таблица 1):

-26-

Таблица1

Этапы формирования моментно-инерционного облика самолета

Этап компоновки

Влияние на моментно-

инерционные

характеристики

 

Аэродинамическая

Требования и ограничения

ueU

Выявление

компонуемых сечений, на основании количества пассажиров экономического класса

Продольная компоновка палуб

<?

шшшшшЧшишииишЧииииши

шшшшш -- швшвввш -- ввввшв -

пппппптпп_ тптпппт____ пппптп

Грузопассажирская компоновка фюзеляжа

Геометрические параметры фюзеляжа

Компоновка силовой установки и топливных баков

Интегральная оценка моменшо-инерционных характеристик Jy=fQx+JJ

-V-%

Проверка на уровне ТЗ

Самолёт=f(T3)

-27-

В рамках каждого этапа, составляющего замкнутый цикл, описанный формальными моделями уравнений увязки агрегатов, определяются координаты привязки этих агрегатов. Уравнения связаны процедурами компоновки, совокупность которых и позволяет дать решение системы уравнений увязки облика самолета

В рамках формирования моменшо-инерционного облика самолета этапы компоновки целевой нагрузки, топливных баков и силовой установки неразрывно связаны между собой, поскольку они вносят наибольший вклад в формирование моментов инерции, как с точки зрения количественного значения, внося в отдельных вариантах компоновки до 40% от общего момента инерции относительно заданной оси, так и с точки зрения качественного - эти агрегаты, имеют определенную свободу перемещения собственного центра масс, и могут, за счет изменения параметров компоновки, концептуально изменить моменшо-инерционный облик самолета

В седьмой главе приведены математические аспекты прикладного анализа моментно-инерционной компоновки и облика системы управления. Анализ структуры процедур моментно-инерционной компоновки и формирования облика системы управления для перспективных самолетов рассматриваемых классов, проведённый в диссертации, показывает, что отыскание вектора конструктивных

параметров X * е X доп , где X доп - множество допустимых вариантов проекта, есть сложная многокритериальная задача, которая рассмотрена в первой главе диссертации. В общем виде её можно представить так: определить вектор конструктивных параметров X , состоящий из элементов, которым соответствует минимальное значение целевой функции F(p; х; и), связывающей параметры и характеристики проектов на множестве ограничений.

В восьмой главе приведено описание разработанной системы автоматизированного формирования моментно-инерционной компоновки.

Как было показано выше, определяющим условием успешного создания моменшо-инерционного облика самолета является рациональная моменшо-инерционная компоновка с точки зрения получения стабильных моменшо-инерционных показателей удовлетворяющих потенциальным возможностям выбранного типа системы управления. Эти особенности не позволяют в полной мере применить изложенные во введении подходы к автоматизированному проектированию, и требуют модификации процесса автоматизированного проектирования самолетов.

Решение данной задачи требует разработки соответствующих моделей, методик, алгоритмов и программных комплексов позволяющего производить оценку и синтез моменшо-инерционного облика самолета на ранних этапах проектирования, таким образом, были созданы два программных комплекса

Разработанный программный комплекс Моменшо-инерционный фактор, государственный регистрационный номер №2011610197, позволяет выполнять синтез (рис. 9) альтернативных вариантов моменшо-инерционных компоновок самолета, визуально отображая изменение значения любого параметра на экране монитора.

В девятой главе диссертации проведены проектные исследования по определению влияния параметров моментно-инерционной юмпоновки на облик перспективных самолетов.

В первой части девятой главы рассмотрены учитываемые факторы и допущения принятые в рамках исследования. Исследования были проведены на множестве вариантов структурных и компоновочных решений (рис. 10 и 11) и их комбинации с альтернативными стратегиями формирования облика каналов управления отражающими номенклатуру элементов и матрицу схемных признаков системы управления, влияющих на изменение эффективности работы системы управления при функционировании на альтернативных (аварийных) режимах работы.

Во второй части девятой главы выявлено влияние компоновочных зон топлива и двигателей на изменение моментно-инерционных характеристик в течение полета. В зависимости от параметров моментно-инерционной компоновки топлива и двигателей момент инерции самолета относительно оси ОХ может меняться в 1,5 - 2,5 раза в процессе выработки топлива, что непосредственным образом отражается на степени управляемости самолетом. Необходимо отметить, что характер изменения моментов инерции также зависит от последовательности выработки топливных баков. Анализ существующих решений показывает, что для большинства самолетов общий алгоритм выработки топлива носит примерно одинаковый характер, отраженный на рисунке 12.

Для каждого из рассмотренных альтернативных вариантов компоновки сформированы графо-аналитические зависимости, отражающие область существования самолета и зависимость целевой функции управляемости от параметров текущего проектного решения по дальности полета В совокупности это позволило сформировать, объемный график, который представлен на рисунке 18, определяющий области реализуемых значений критерия управляемости ?. Данная зависимость формирует область существования самолета и позволяет оценить зависимость целевой функции управляемости одновременно от нескольких параметров: оставшейся массы топлива по дальности полета и параметров компоновки двигателей. Необходимо отметить, что в течение полета может меняться как потребный момент, в процессе выработки топлива или изменения целевой нагрузки, для пожарных гидросамолетов, так и располагаемый, в случае перехода системы управления на резервные или аварийные режимы работы.

При этом избыточная управляемость на основных режимах работы системы управления успешно компенсируется автоматикой, в том числе за счет обратных связей, а при переходе на аварийные не автоматизированные режимы желательно, обеспечить стабильные и ожидаемые летчиком значения ?.

Рассмотренные зависимости позволяют говорить о высоком приоритете компоновки топливных баков при решении проектных задач связанных с формированием моменшо-инерционного облика самолета

2 - вариант 2 . 3 - вариант 3 жЛ4- вариант 4

Рис. 10. Альтернативные варианты

моментно-инерционной компоновки

топлива и двигателей в крыле

-31-

 

Состабкоммерческойнагрузки

_____ Iа ------ Пассажиры

Проектные параметра Взлетнаямассат0Ч 110000 кг ОбщееколичествопассажиробппассЧ 130 Количестбопассажироббсалоне 1-гокласса Количестбопассажироб 6 салоне 2-гоклассап2^ Количестбопассажироббсалоне 3-гокласса ДлинасамолетаL- 70 м ДлинасамолетаLnac. ?Д0??- 44 м Радиусинерциикоммерческойнагрузкиотносительно 01

Рис. 11. Анализ вариантов моментно-инерционной компоновки коммерческой нагрузки в фюзеляже

В третьей части девятой главы рассмотрено влияние компоновочных зон коммерческой нагрузки на изменения моментно-инерционных характеристик.

В наибольшей степени на моментно-инерционные характеристики относительно оси ??, для самолетов классической схемы, управляемое влияние оказывает масса коммерческой нагрузки и ее размещение. Зависимость от расположения двигателей и топливных баков проявляется на уровне выбора схемы расположения этих агрегатов и в дальнейшем слабо зависит от геометрических параметров компоновки, поэтому их приращение Э///Эш0 при анализе малых приращений можно принять равным нулю.

Величина момента инерции коммерческой нагрузки может составлять от 20% до 60% от суммарного значения момента инерции по оси ?? всего самолета (рис. 13). Так же значительное влияние на моментно-инерциальную компоновку по оси ?? оказывает фюзеляж 25-50%, в несколько меньшей степени - горизонтальное и вертикальное оперение.

Для уменьшения значений момента инерции относительно ?? необходимо:

- снижатьаа массуаа конструкцииаа фюзеляж иаа оперенияаа з счетаа применения

композиционных материалов;

- увеличивать диаметр фюзеляжа, т.е. приводить облик самолета к летающему крылу.

Страницы: | 1 | 2 | 3 |

     Авторефераты по всем темам  >>  Авторефераты по техническим наукам