Авторефераты по всем темам >>
Авторефераты по техническим специальностям
- 1 - На правах рукописи
УДК 629.735.33.01 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 - 2 -
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.
С диссертацией можно ознакомиться в библиотеке института.
Автореферат разослан л 2011 г.
Ученый секретарь диссертационного совета Д212.125.кандидат технических наук, профессор Комаров Ю. Ю.
- 1
ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА РАБОТЫ
Актуальность проблемы. Повышение требований к характеристикам современной авиационной техники обусловило широкий поиск новых проектноконструкторских 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 моментноинерционной 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 - и в работах ряда других отечественных и зарубежных авторов, ученых ММЗ Скорость, ОКБ им А.С.Яковлева, ЦАГИ и других авиационных НИИ. В исследованиях Г.С. 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. Мальчевский предложил матрично-топологический метод синтеза схемы и компоновки самолета. В.3. 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.
- 2 - Рис. 1. Моментно-инерционная модель самолета К.М. Наджаров разработал методы определения в процессе проектирования картины изменения объемно-тарировочных, центровочных и массовоинерционных 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-инерционных 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 схемнопараметрических 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 моментно-инерционного фактора на облик самолета.
Достижение поставленной цели осуществлено на основе решений следующих задач:
- выявить моментно-инерционные требования и критичные факторы формирования облика самолетов;
- выявить место этапа согласования моментно-инерционной компоновки с возможностями системы управления в рамках формирования облика самолета и состав задач, решаемых на этом этапе;
- разработать новые и модифицировать существующие методы оценки моментов инерции самолета в первом приближении;
- выявить и систематизировать конструктивно-компоновочные решения, обеспечивающие требования системы управления к моментно-инерционному облику;
- разработать новые и модифицировать существующие модели необходимые для этапа согласования моментно-инерционной компоновки с возможностями системы управления;
- разработать алгоритмы и подпрограммы, и включить их в систему автоматизированного формирования облика самолета;
- провести на базе подсистемы проектные исследования по выявлению рациональных значений параметров и схем моментно-инерционной компоновки;
- анализируя полученные результаты выработать рекомендации по моментноинерционной компоновке.
Методика исследования. Предметом исследования является влияние моментно-инерционной 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 формальноэвристических процедур.
Математически задача отыскания рациональных значений параметров поставлена как задача многокритериальной дискретной оптимизации.
Научная новизна диссертации заключается в создании научнометодического обеспечения (НМО), состоящего из методов, алгоритмов и подпрограмм, позволяющих проводить анализ влияния моментно-инерционной компоновки на облик систем управления перспективных самолетов большой пассажировместимости. С использованием разработанного НМО, 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 для выработки рекомендаций по проектированию 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 моментноинерционных 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. С.В. 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 Межотраслевой молодежный научно-технический форум 2010 Научный доклад Молодежь и будущее авиации и космонавтики-2010 2010 ООО АСА Научный доклад Научно практическая конференция молодых ученых 2010 Научный доклад Инновации в авиации и космонавтике-2010 МАИ кафедра Проектирование специальных 2011 Научный доклад авиационных комплексов 2011 ОАО Авиационный комплекс им. С.В. Ильюшина Научный доклад л4TH EUROPEAN CONFERENCE FOR AEROSPACE 2011 SCIENCES (EUCASS) AIR & SPACE ACADEMY, Научный доклад ЦАГИ 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 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, В747200/300. 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 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 Х вектор конструктивных параметров Х*, где Хдоп Ч множество допустимых доп вариантов проектно-конструкторских решений. Вектор конструктивных параметров Х* состоит из элементов, которым соответствуют набор минимальных значений в матрице целевых показателей P(1; 2; 3; ), связывающей параметры и m характеристики проекта X на множестве ограничений U:
(1) X* = Arg min F(x, p, u) - матрица проектно-конструкторских решений;
где:
X - область ограничений, характеризующая текущий U набор конструктивных решений;
- матрица целевых показателей;
P = P(1; 2; 3; ) m - безразмерный показатель степени управляемости расп потр 1 = MOZ MOZ самолета по тангажу;
- безразмерный показатель степени управляемости расп потр = MOX MOX самолета по крену;
расп потр = MOY MOY - безразмерный показатель степени управляемости самолета по курсу;
расп потр - располагаемые и потребные моменты для M M ;
управления самолетом;
- взлетная масса самолета;
m0 = f (m ;m ) кр ф m = f (nдв;m ;i ;m ;i ;m ;i ) - относительная масса фюзеляжа;
ф дв дв т т кн кн - относительная масса крыла;
m = f (nдв;m ;i ;m ;i ;m ) кр дв дв т т кн X = X (nдв;m ;i ;m ;i ;
дв дв т т - матрица конструктивных параметров текущего проекта;
m ;i ;Cсур;Pсур ) кн кн nдв - количество двигателей;
- относительная масса и радиус инерции силовой m i ;
дв дв установки;
- относительная масса и радиус инерции топлива;
m i т ;
т - относительная масса и радиус инерции m i ;
кн кн коммерческой нагрузки;
Cсур; Pсур - структура и параметры системы управления.
- 8 - 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:
m0 - взлетная масса самолета;
mф = f (m ;m ;nдв) - относительная масса фюзеляжа;
цн дв m = f (nдв;m ;i ;m ;i ;m ) - относительная масса крыла;
кр дв дв т т кн расп потр - безразмерные показатели степени = M / M управляемости самолета;
расп где: - располагаемый момент на управление самолета относительно M выбранной оси;
потр - потребный момент инерции самолета относительно M выбранной оси.
расп потр Критерий = M / M 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:
расп потр i i 1 M M ( ) ri dm (2) ( ) ( ) P r i xyz Использование моментно-инерционных показателей в качестве критериев оценки совершенства самолета не противоречит общепринятому подходу к оценке через весовые характеристики. Поскольку каждый лишний килограмм массы агрегата, имеющий ненулевой радиус инерции, приводит к увеличению инерционности всего самолета, что в свою очередь вызывает 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.
Рис. 3. Выбор схемных решений при решении прямой задачи проектирования 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(ui). 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 U=U(ui ).
Эти зависимости характеризуют каждое проектно-конструкторское решение хij, записанное ранее в матрицу проектно-конструкторских решений [Хij] в вербальном виде. Число таких матриц и их характеристический 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 Х, что в нашем случае требует решения системы уравнений увязки облика самолета, которая в обобщенном виде может быть записана следующим образом (3).
(x) -1 = 0, mj j (x)* g - (P0XYZ ) = 0, mj i j i (3) (x)* g * Rj - (P0XYZ ) * Ri = 0, mj i j i (x)* g * Rj 2 * - (P0XYZ ) * Li = 0, mj XYZ i j i где:
(P0XYZ ) i - вектор силы i-ой поверхности системы управления;
mj - масса j-го элемента самолета;
g - ускорение свободного падения;
Ri - радиус-вектор i-го элемента;
Rj - радиус-вектор центра масс j-го элемента самолета;
Li - плечо органов управления;
XYZ - 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 k >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:
1 = m j (4) j m - относительная масса j-го элемента самолета;
где:
j Выражение (4) демонстрирует зависимость основных составляющих уравнения массового баланса от параметров I0 0 X = rx2dm;
агрегатов и систем самолёта. Далее происходит формирование схемных решений в облике xyz самолёта. На основе принятых схемных решений, в зависимости от заданной массы I = rz2dm;
0 0 Z (5) xyz целевой нагрузки, оборудования и снаряжения, проводится формирование компоновочной ry2dm.
0 0Y схемы самолёта, которая состоит во взаимной I = xyz пространственной увязке основных компонуемых элементов самолёта и определении моментов инерции самолета (5).
Таким образом, моментно-инерционная компоновка происходит на базе выбранной схемы, определяющей основные параметры. В процессе компоновки определяются внешние и внутренние формы, компонуется полезная нагрузка, оборудование, снаряжение, размещаются агрегаты СУ и т. д.
Оценка компоновки проводится по частным критериям эффективности самолёта, что позволяет исключить из рассмотрения заведомо неэффективные варианты. Большинство из частных критериев являются взаимосвязанными, что не позволяет их использовать при оценке проектов, т.к. необходимость введения весовых коэффициентов приводит к субъективным оценкам.
Далее производится выявление групп элементов, для которых известна масса и зоны компоновки, а так же производится контроль над соотношением моментов инерции отдельных агрегатов и систем самолета, в совокупности это позволяет сформировать уравнения существования самолета в моментах инерции, например для оси ОХ такое уравнение будет иметь вид:
IOX = Iп.н. + Iс.н. + Iо.у. + Iс.у. + Iс.у.р. + Iт. +... + Iк. (6) где:
IOX - момент инерции самолета относительно оси ОХ;
Iп.н. - момент инерции полезной (коммерческой) нагрузки (пассажиров, их багажа, грузов и т.д.);
Iс.н. - момент инерции снаряжения и оборудования, которое обеспечивает определенные условия комфорта и размещения полезной нагрузки на борту;
- 12 - Iоб. - момент инерции оборудования, которое обеспечивает эксплуатацию самолета в заданных условиях (пилотажнонавигационное оборудование, энергетическое оборудование и т. д.);
Iс.у. - момент инерции силовой установки;
Iс.у.р. - момент инерции системы управления рулями самолета;
Iт. - момент инерции топлива на борту самолета;
Iк. - момент инерции конструкции самолета (фюзеляж, крыло, оперение, шасси).
I Решать данное уравнение относительно в явном виде затруднительно, ox и эту операцию целесообразно выполнять с использованием уравнения моментноинерционного баланса самолета в относительном виде:
n n I m i j j j n 2 (7) j =1 j =I = = = m i oх j j I m i0 j =ox Тогда уравнение существования в относительных моментах приобретает вид:
n n 1 = I + I (8) j с о б. j п е р.
j =1 j =В результате, для данных классов летательных аппаратов, мы получаем, в виде частного случая системы (3), систему уравнений существования (9), отражающую инерционные ограничения по всем шести степеням свободы, соответственно поступательные степени свободы отражены в уравнении массовоинерционного баланса, а вращательные степени свободы находят отражение в уравнениях моментно-инерционного баланса.
В отличие от массового уравнения существования, уравнения существования в моментах инерции, для некоторых типов летательных аппаратов, имеют не только очевидные ограничения со стороны максимальных величин, но и ограничения по минимальным моментам инерции, а также их изменению в течение полета, что продиктовано необходимостью обеспечения устойчивости и управляемости.
Решение данной (9) системы уравнений, 1 = m ;
i представляет собой сложный много итерационный i процесс. При этом проектирование происходит в 1 = I ;
j 0 X условиях, когда на систему в целом уже наложены j некоторые требования и ограничения. В свою (9) очередь, задача проектирования состоит в 1 = I ;
k 0 Z формулировании требований и ограничений, в k рамках которых будет проходить проектирование 1 = I.
n 0 Y отдельных агрегатов.
n - 13 - 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.
окализованы 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 моментноинерционные 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 0.31.2 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.
- 14 - Рис. 4. Анализ влияния параметров компоновки силовой установки, топливных баков и коммерческой нагрузки на облик самолета - 15 - 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:
- аналитические методы;
- методы на основе экспериментальных исследований;
- табличные методы основываются на центровочных ведомостях;
- методы твердотельного моделирования;
- 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).
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 i m большинства агрегатов однозначно определено, поэтому их приращение j o 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 моментноинерционных 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, можно провести анализ массово-инерционных показателей - 17 - основных агрегатов самолета, как в пространстве по трем осям, так 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.
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:
ox I ( m i ) j j j = = i j m m j j (10) ox I ( m i ) j j j = = 2 m i j j i i j j В зависимости от градиента приращения момента-инерции относительно оси OX 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 r1=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 r2= 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 ( x, y, z ) 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 OX 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 OX 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:
ox 2 I (m i ) (m i ) дв дв дв соб. дв дв пер.
(12) = + = 2 m (i + i ) дв дв соб. дв пер.
i i i дв дв дв На основании проведенного анализа можно сделать вывод, что для топливных баков зависимость приращения моментов инерции топливных баков от радиус-вектора от оси OX до центра масс топливного бака существенно отличается от аналогичной зависимости для двигателей (12), и ее можно записать в общем виде:
- 19 - Itox t s rj 2 mt i it (13) Itox r 2 mt (i + i ) t p t s j it 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 r1=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 OZ. Для водных баков зависимость приращения моментов инерции от радиус вектора можно записать в общем виде (14):
ox Iвб rj 2 mвб i (14) вб соб iвб 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 эволюций 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 моментно-инерционного облика самолета с возможностями системы управления на примере канала крена.
В первой части главы рассматривается закон квадрата куба в применении к моментно-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 моментно-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:
- 20 - (15) расп где:
Mox - располагаемый стабилизирующий и управляющий моменты относительно оси OX;
потр - потребный стабилизирующий и управляющий моменты Mox относительно оси OX;
Iox - момент инерции самолета относительно оси ОХ;
i rox - плечо точки приложения силы на поверхности управления относительно оси ОХ;
Pi - сила на соответствующей поверхности управления;
ox - потребное угловое ускорение крена.
Данную систему уравнений можно рассматривать как определяющую взаимосвязь моментно-инерционной компоновки самолета и облика системы управления в канале крена.
Во второй части пятой главы произведен анализ современных типов систем управления и их специфики по отношению к моментно-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 проектноисследовательских 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 структурнопараметрического облика системы управления рулями, при условии удовлетворения матрице требований и ограничений.
- 21 - В третьей части пятой главы изложены разработанные модели необходимые для этапа формирования моментно-инерционного облика самолета. К ним в первую очередь относятся структурные и потоковые модели системы управления, геометрические, массовые и моментно-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 моментно-инерционного облика современных самолетов - предложены формулы расчета моментов инерции самолета в первом приближении на основе расчетных коэффициентов распределения массы:
mт.кр. 2 mo mдв L2 mo кр Ixo = 0,185 -1 +1,71 iт + 2,315 iдв m 12 (16) mп.сн mп.сн п.сн где: mo - взлетная масса самолета;
mп.сн - масса пустого снаряженного самолета;
mдв - масса двигателя;
mт.кр. - масса топлива расположенного в крыле;
Lкр - размах крыла;
- относительный радиус инерции топлива в крыле;
i т - относительные радиусы инерции двигателей.
i дв Формула расчета Izо - для самолетов, с двигателями, находящимися на крыле, либо в районе стыка крыла с фюзеляжем (т.е. для тех самолетов, у которых момент от двигателей относительно оси OZ достаточно мал):
mц.н. 2 mo mдв Lф2mo Izo = (17) 0,447 -1 + 2,655 iц.н. +12,93 iдв m mп.сн mп.сн п.сн Формула расчета Izо - для самолетов, с двигателями, находящимися в хвостовой части фюзеляжа (т.е. для тех самолетов, у которых момент от двигателей относительно оси OZ значительный):
mц.н. 2 mo mдв Lф2mo Izo = (18) 0,475 -1 +1,86 iц.н. + 6,05 iдв m mп.сн mп.сн п.сн где: - взлетная масса самолета;
mo mп.сн - масса пустого снаряженного самолета;
mдв - масса двигателя;
mт.кр. - масса топлива расположенного в крыле;
Lф - длина фюзеляжа;
i - относительный радиус инерции целевой нагрузки;
ц.н.
- относительные радиусы инерции двигателей.
i дв Проверка адекватности моментно-инерционных моделей, на основе расчетных коэффициентов распределения массы представлена на графике (рис. 7).
- 22 - 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. Моментноинерционный 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 выступают 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.
- 23 - Рис. 8. Алгоритм решения обратной задачи при проведении компоновки Характерной чертой компоновки при критичности моментноинерционного 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 ( x, y, 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 превышение 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 проектноконструктивных 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):
Рас Mxyz где: - располагаемый стабилизирующий и управляющий моменты относительно соответствующей оси;
рас пот Пот Mxyz - потребный стабилизирующий и Mxyz Mxyz M рас = Pxyz *Lxyz управляющий моменты относительно (19) соответствующей оси;
xyz Ixyz - момент инерции самолета относительно соответствующей оси;
пот = Ixyz *xyz xyz - угловое ускорение;
Mxyz Lxyz - плечо рулевой поверхности;
Pxyz - равнодействующая тяги органов управления в каналах крена, курса и тангажа соответственно.
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 моментноинерционных 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 моментноинерционного 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 Х в первом приближении необходимо решение системы следующих уравнений увязки облика самолета:
где в перечисленном порядке m ( x ) - 1 = 0;
j приведены уравнения, обеспечивающие:
j -условие массового баланса;
I ( x ) - 1 = 0;
j -условие моментно-инерционных (20) x y z j балансов по всем осям;
m ( x ) * g - ( ) P0X Y Z i = 0;
j -условие балансировки.
j i 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 k>103.
Решение приведенной выше системы уравнений требует применения совокупности процедур, которые легли в основу предложенного формальноэвристического метода формирования моментно-инерционного облика самолета.
Для решения уравнений возможно применение искусственного приема, который заключается в проведении компоновки 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 - Таблица Этапы формирования моментно-инерционного облика самолета Влияние на моментноЭтап компоновки инерционные характеристики Jx Аэродинамическая Jz V Jy Jx Требования и u U ограничения Jz Выявление Jz компонуемых сечений, на основании количества пассажиров экономического класса Jz Продольная компоновка палуб Грузопассажирская компоновка Jz фюзеляжа L ХВ.Ч L Р.Ч Геометрические параметры L Н.Ч Jz фюзеляжа Компоновка силовой установки и Jx топливных баков Интегральная оценка моментноJx инерционных характеристик Jz Jy = f(Jx +Jz) Jy Проверка на уровне ТЗ Самолёт = f(ТЗ) Jxyz - 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 моментно-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 моментно-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 * Х Х Х параметров, где - множество допустимых вариантов проекта, ДОП ДОП есть сложная многокритериальная задача, которая рассмотрена в первой главе диссертации. В общем виде её можно представить так: определить вектор * конструктивных параметров, состоящий из элементов, которым соответствует Х минимальное значение целевой функции F(p; x; u), 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 моментно-инерционного облика самолета является рациональная моментноинерционная компоновка с точки зрения получения стабильных моментноинерционных 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 моментно-инерционного облика самолета на ранних этапах проектирования, таким образом, были созданы два программных комплекса.
Разработанный программный комплекс Моментно-инерционный фактор, государственный регистрационный номер №2011610197, позволяет выполнять синтез (рис. 9) альтернативных вариантов моментно-инерционных компоновок самолета, визуально отображая изменение значения любого параметра на экране монитора.
- 28 - Рис. 9. Схема автоматизированного синтеза моментно-инерционной компоновки самолета с учетом характеристик системы управления - 29 - В девятой главе диссертации проведены проектные исследования по определению влияния параметров моментно-инерционной компоновки 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 OX 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 моментно-инерционного облика самолета.
- 30 - Рис. 10. Альтернативные варианты моментно-инерционной компоновки топлива и двигателей в крыле - 31 - Рис. 11. Анализ вариантов моментно-инерционной компоновки инерционной компоновки коммерческой нагрузки в фюзеляже В третьей части девятой главы рассмотрено влияние компоновочных зон влияние компоновочных коммерческой нагрузки на изменения моментно-инерционных характеристик.
инерционных характеристик В наибольшей степени на моментно-инерционные характеристики инерционные характеристики относительно оси OZ, для самолетов классической схемы, управляемое влияние упра оказывает масса коммерческой нагрузки и ее размещение. Зависимость от размещение. Зависимость расположения двигателей и топливных баков проявляется на уровне выбора схемы проявляется на уровне расположения этих агрегатов и в дальнейшем слабо зависит от геометрических зависит от геометрических параметров компоновки, поэтому их приращение i m при анализе малых при анализе j o приращений можно принять равным нулю.
Величина момента инерции коммерческой нагрузки может составлять от 20% нагрузки может составлять до 60% от суммарного значения момента инерции по оси OZ всего самолета всего самолета (рис. 13).
Так же значительное влияние на моментно-инерциальную компоновку по оси OZ инерциальную компонов оказывает фюзеляж 25-50%, в несколько меньшей степени - горизонтальное и вертикальное оперение.
Для уменьшения значений момента инерции относительно OZ необходимо:
относительно OZ необходимо - снижать массу конструкции фюзеляжа и оперения за счет применения за счет композиционных материалов;
- увеличивать диаметр фюзеляжа, т.е. приводить облик самолета к летающему крылу.
самолета к летающему - 32 - Рис. 12. Анализ влияния компоновки на стабильность моментно-инерционных показателей 1 - взлетная конфигурация mком= max, mтоп= max;
2 - перегоночная конфигурация: mком= 0, mтоп= max;
3 - посадка с полной загрузкой mком= max, mтоп= 5-10%*mтопmax;
4 - посадка пустого самолета mком= 0, mтоп= 5-10%*mтопmax.
Рис. 13. Анализ моментно-инерционного облика и степени изменения моментов инерции, относительно оси OZ, в зависимости от конфигурации самолета (от текущей массы топлива и коммерческой нагрузки, в случае предельно переднего размещения коммерческой нагрузки) - 33 - Это позволит уменьшить радиус инерции фюзеляжа и коммерческой нагрузки, при сохранении массы, относительно оси OZ, снизит нагрузки на систему управления в продольном канале, что в свою очередь благоприятно отразится на массовых характеристиках.
В четвертой части девятой главы исследованы тенденции изменения моментно-инерционного облика на этапах формирования структурной схемы самолета.
В допустимых диапазонах компоновки моменты инерции относительно разных осей имеют принципиально различное влияние на облик самолета, например приращение массы конструкции самолета непосредственным образом зависит как от Iox так и от Ioz (рис.14) эти зависимости описываются производными:
m m m m k k k k < 0; ? 0 > > (21) iкр m iф m кр ф Отрицательные значения производной массы конструкции самолета по приращению момента инерции относительно оси ОХ объясняются, тем, что в типичных ситуациях увеличение момента инерции относительно оси ОХ, за счет увеличения радиуса инерции приводит к более равномерному распределению массы самолета вдоль размаха крыла, что в свою очередь позволяет снизить массу конструкции. Увеличение момента инерции относительно оси ОХ за счет увеличения массовой составляющей носит более сложный характер, но, в целом, если это увеличение связано с разгрузкой фюзеляжа, то оно также приводит к снижению массы конструкции в целом, т.е. (22):
m m k k > (22) m m ф кр С другой стороны аналогичное увеличение моментов инерции относительно оси OZ приводит к увеличению изгибающего момента в фюзеляже, как за счет увеличения радиуса инерции, так и за счет роста массы, что неизбежно требует увеличения массы конструкции фюзеляжа и самолета в целом.
В результате анализа этих зависимостей (рис. 15) был получен параметрический ряд (рис.16), отражающий эволюционное развитие в моментноинерционном облике самолетов, связанный как с ростом массы самолетов, так и с изменениями в структурно-компоновочном облике, что отражает постепенное увеличение моментов инерции относительно оси ОХ, в крайних значениях этого ряда находятся с одной стороны магистральные узкофюзеляжные самолеты первых поколений, а с другой перспективные самолеты нетрадиционных вариантов компоновки - летающее крыло, а на современном этапе широко представлены промежуточные решения в виде широкофюзеляжных самолетов нормальной аэродинамической схемы.
Отечественный и зарубежный опыт проектирования магистральных самолетов подтверждает, что с увеличением относительного радиуса инерции самолета относительно оси ОХ происходит общее снижение массы самолета, за счет разгрузки крыла, а при увеличении относительного радиуса инерции относительно оси OZ происходит увеличение массы самолета. Таким образом, в допустимых диапазонах моменты инерции относительно разных осей имеют диаметрально противоположное влияние на облик самолета.
- 34 - Рис. 14. Анализ влияния параметров моментно-инерционной компоновки относительно оси OX на облик самолета - 35 - Рис. 15. Комплексный анализ влияния параметров моментно-инерционной компоновки относительно оси OY на облик самолета В пятой части девятой главы проанализировано влияние изменения моментно-инерционных характеристик в течение полета на выбор структуры системы управления.
Задача определения структурно-потокового облика канала управления по крену решалась как задача проектирования системы управления при известных схемных решениях и фиксированных требованиях к управляемости самолета. В свою очередь, как было рассмотрено в пятой главе диссертации, альтернативные стратегии позволяют сформировать облик систем управления обладающих (рис. 17) различными характеристиками, проявляющимися в изменении уровня управляемости при переходе на резервные и аварийные режимы. Использование разработанных характеристических матриц описывающих состав, параметры и эффективность функционирования альтернативных вариантов системы управления на основных режимах работы в совокупности с полученными данными об изменении моментно-инерционного облика самолета в течение полета позволило сформировать параметрический ряд областей существования самолета по критерию управляемости в зависимости от параметров моментно-инерционной компоновки и степени уменьшения эффективности работы системы управления по режимам работы.
На рисунке 18 приведены области реализуемых значений критерия в зависимости от режима работы системы управления, выработки топлива по дальности полета, и параметров компоновки двигателей.
- 36 - Рис. 16. Тенденции в эволюционном изменение соотношений относительных радиусов инерции самолетов Рис. 17. Анализ основных режимов работы системы управления с замещением отказавшего контура - 37 - Рис. 18. Анализ влияния изменения моментно-инерционных характеристик в течение полета на основные режимы работы системы управления:
1.0-0.75-0.5 от штатной эффективности Анализ зависимостей показывает, что изменение уровня моментов инерции при выработке топлива оказывает негативное влияние на управляемость при работе через аварийные и резервные контуры, в которых не предусмотрена компенсация и изменение передаточного коэффициента в каналах системы управления.
В свою очередь завышенные моменты инерции ограничивают области применения систем управления построенных с использованием стратегий допускающих значительное 0,5-0,75 уменьшение располагаемых моментов на управление, или требуют дополнительных мероприятий направленных на увеличение располагаемых моментов.
Таким образом, с последовательным уменьшением располагаемых моментов происходит уменьшение области реализации критерия, при этом градиент (L) зависимости также уменьшается. Вырождение области существования, в рассматриваемом случае, наступает при снижении уровня эффективности системы управления менее 0.55 от штатного режима, для рассматриваемого варианта.
=Минимально допустимое значение критерия, в точке вырождения соответствует, минимально допустимому располагаемому моменту на управление для данной моментно-инерционной компоновки при текущем уровне функциональности системы управления. Эта зависимость ограничивает области применения систем построенных с использованием стратегий использующих одновременную работу резервных систем на разных поверхностях управления.
В шестой части девятой главы сформированы особенности моментноинерционной компоновки перспективных типов пожарных гидросамолетов.
- 38 - Как было рассмотрено, во втором разделе диссертации, 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 баков, а скользит относительно них. Рассмотренные особенности моментно-инерционной компоновки топливных и водяных баков, позволяют сделать вывод, что доминирующее значение на моменты инерции относительно оси ОХ оказывают топливные баки, расположенные в крыле.
Изменение компоновки баков кроме снижения моментов инерции относительно оси ОХ позволяет значительно стабилизировать показатели управляемости самолетом по дальности полета. Стабилизация моментноинерционных показателей в течение полета является одной из основных задач компоновки самолетов. Это связано с тем, что значительное изменение степени управляемости относительно оси ОХ приводит к изменению законов управления самолетом, а в случае перехода системы управления на аварийные режимы и к возможной потере управляемости самолетом, что особенно актуально на взлетнопосадочных режимах.
В наибольшей степени, управляемое влияние на моментно-инерционные характеристики относительно оси OZ для гидросамолетов классической схемы оказывает масса водных баков и их размещения, а также схема компоновки силовой установки. Влияние топливных баков находится в непосредственной зависимости от параметров крыла. Это позволяет, выделить этапы компоновки зон расположения целевой нагрузки (водных баков), силовой установки и топливных баков при формировании схемных решений.
Зависимость от расположения силовой установки и водных баков проявляется на уровне выбора схемы расположения и в дальнейшем слабо зависит i m j o от геометрических параметров компоновки, поэтому их приращение при анализе малых приращений можно принять равным нулю.
Проведенный анализ (рис. 19) показал, что, в благоприятном варианте, величина момента инерции водных баков может составлять от 8% до 15% от суммарного значения момента инерции по оси OZ всего самолета. Так же значительное влияние на моментно-инерционную компоновку по оси OZ оказывает фюзеляж (35-60% от Iz всего ЛА), в меньшей степени - горизонтальное и вертикальное оперение.
Для уменьшения значений момента инерции относительно OZ необходимо:
- оптимизировать моментно-инерционную компоновку водных баков;
- снизить массу конструкции фюзеляжа и оперения (новые конструкционные решения, новые материалы и т.д.);
- увеличивать диаметр фюзеляжа, т.е. приводить облик самолета к летающему крылу.
Это позволит уменьшить радиус инерции фюзеляжа и целевой нагрузки (при сохранении массы) относительно оси OZ, снизить нагрузки на систему управления в продольном канале, что, в свою очередь, благоприятно повлияет на массовые характеристики оперения, тем самым, еще больше уменьшая момент инерции относительно OZ. Но, в тоже время, возможно, некоторое (5%) увеличение значений момента инерции относительно оси OX, при этом возрастают нагрузки на систему управления в поперечном канале, что дает прирост массы крыла (из-за увеличения потребных мощностей системы управления и нагрузок), и, соответственно, некоторое увеличения значений моментов инерции относительно оси OZ за счет стреловидности крыла.
- 39 - Рис. 19. Анализ влияния параметров моментно-инерционной компоновки относительно оси OX на облик пожарного гидросамолета - 40 - В седьмой части девятой главы рассмотрены особенности моментноинерционной компоновки перспективных типов маневренных самолетов с учетом облика системы управления.
В перспективе, особенностью маневренных самолетов шестого поколения (рис. 20) станет использование схемы летающее крыло, что приведет к отсутствию вертикального оперения, его роль, в этом случае будут выполнять расщепляющиеся элевоны, расположенные в концевой части крыла, отсутствию горизонтального оперения, и переднего горизонтального оперения. Это открывает принципиально новые направления в задачах синтеза моментно-инерционного облика (рис. 20) и формирования системы управления. Далее в автореферате будет показано, что форма летающего крыла является наиболее предпочтительным вариантом моментно-инерционной компоновки самолета.
Рис. 20. Синтез моментно-инерционного облика для маневренного ударного комплекса поколения В восьмом разделе девятой главы приведены материалы по результатам использования демонстратора для подтверждения влияния изменения параметров моментно-инерционной компоновки на облик самолета.
В результате анализа результатов предыдущих исследований, стала очевидной необходимость создания комплексного демонстрационного обеспечения, которое позволит формировать моментно-инерционный облик различных типов самолетов на всех этапах проектирования - от зарождения идеи до летных испытаний. Которое также необходимо для проверки и принятия новых технических решений в процессе формирования моментно-инерционного облика, выявления еще неизвестных особенностей влияния моментов инерции на облик и эффективность системы управления рулями самолета, что, в свою очередь, позволит отказаться от необходимости создания дорогостоящей летающей лаборатории, ограничившись масштабным демонстратором. Проектные исследования проводились с использованием разработанного научно-методического обеспечения с целью выявления влияния моментно-инерционной компоновки самолетов на облик системы - 41 - управления и эксплуатационные характеристики. В качестве объекта исследования рассматривались перспективные самолеты тандемной схемы. Данный выбор в рамках исследования продиктован принципиальной возможностью смоделировать практически все перспективные схемы в моментно-инерционном облике в рамках существующей тандемной схемы. Исследования были проведены на множестве вариантов структурных и компоновочных решений в облике самолета.
Исследования по верификации (рис. 21) расчетных моментов инерции проводились на демонстраторе АСА-2RC и самолете прототипе Q200. После чего были сформированы проектные рекомендации по формированию моментно-инерционного облика самолета АСА-2 и изменению существующей компоновки Q200.
Рис. 21. Проверка адекватности инерционных моделей относительно оси ОХ Проведенные исследования показали, что контроль моментноинерционного облика самолета на всех этапах проектирования и изготовления, опытных образцов, позволяет сократить объем работ на этапе испытаний, а также способствует выбору наиболее рационального облика и компоновки самолета на ранних этапах проектирования.
В девятом разделе девятой главы выявлено влияние параметров моментноинерционной компоновки на массу и дальность полета самолета.
В процессе анализа рассмотрены альтернативные варианты моментноинерционной компоновки топлива, двигателей и коммерческой нагрузки и их влияние на изменение массы самолета.
В совокупности результаты этого анализа дали основу для исследования взаимного влияния (рис. 22) относительной массы крыла, фюзеляжа и параметров моментно-инерционной компоновки в виде радиусов инерции пассажиров и багажного отсека. Это, в свою очередь, позволило сформировать зависимость дальности полета от параметров моментно-инерционной компоновки самолета:
- 42 - KVкрейс L = 3.45 ln (23) сp (m (I ) +m (I ) +m (zдв) +m ) +m +m (I ) +m +m кр оxкр.агр. ф oz ф.к.н. оп ш с.у об.упр xyzо ц.н сл Проведенный анализ показывает (рис. 23), что при сравнении с реализованными проектами данные, полученные как оптимумы на графиках областей допустимых значений моментно-инерционных характеристик, позволяют улучшить летно-технические характеристики до 7-8% за счет снижения и стабилизации моментно-инерционного облика в течение полета.
Рис. 22. Анализ влияния моментно-инерционной модели на массу крыла Выявленная зависимость изменения дальности полета от взлетной массы при оптимальных значениях моментов инерции отражает изменение степени влияния моментно-инерционных параметров на облик и летно-технические характеристики самолета при увеличении типоразмера самолетов. Эти исследования подтверждают актуальность работ направленных на оптимизацию моментно-инерционного облика для дальнемагистральных самолетов большой пассажировместимости.
В десятом разделе девятой главы приведены перспективные направления синтеза моментно-инерционного облика самолетов. На современном этапе научно-технического развития можно выделить два основных направления исследования проблем моментно-инерционного облика перспективных самолетов.
Первое направление связано с увеличением эффективности и повышением надежности системы управления, а второе со снижением и стабилизацией моментно-инерционного облика самолета. Увеличение эффективности системы управления возможно по трем направлениям:
увеличение площади рулевых поверхностей, возможно с применением альтернативных типов поверхностей управления, увеличение плеча от точки приложения силы до оси вращения, и применение энергетических методов увеличения эффективности системы управления за счет отбора избыточной мощности от силовой установки.
- 43 - Рис. 23. Анализ влияния моментно-инерционной компоновки на дальность полета Рис. 24. Сравнительный моментно-инерционный анализ, относительно оси ОХ, магистрального самолета выполненного по нормальной аэродинамической схеме и по схеме летающее крыло - 44 - В рамках второго направления наиболее радикальными являются работы направленные на исследование нетрадиционных структурно-компоновочных схем.
Которые позволят снизить общий уровень моментов инерции и обеспечат стабильность моментно-инерционных показателей в течение полета.
Проведенный сравнительный анализ (рис. 24) полученных в результате численного эксперимента характеристик моментно-инерционных компоновок магистральных самолетов нормальной аэродинамической схемы и самолета выполненного по схеме летающее крыло, показал явное преимущество в моментноинерционных характеристиках самолета выполненного по схеме летающее крыло.
Выявлен (рис. 24.) ряд безусловных преимуществ в моментно-инерционном облике, таких как более рациональное размещение целевой нагрузки, топливных баков и силовой установки, что и обеспечило выигрыш в массе самолета до 7-8%, только за счет рациональной моментно-инерционной компоновки.
Для перспективных дальнемагистральных самолетов большой пассажировместимости, пожарных гидросамолетов и сверхманевренных ударных комплексов результаты проектных исследований на современном уровне научно- технического развития подтвердили актуальность использования предложенных методов формирования моментно-инерционного облика.
ВЫВОДЫ Разработано научно-методическое обеспечение анализа влияния моментноинерционного фактора на облик самолета.
Выявлены, перспективные типы самолетов, для которых моментноинерционный фактор оказывается одним из определяющих успех при решении проектных задач. К таким самолетам, в первую очередь, следует отнести дальнемагистральные самолеты большой и сверх большой пассажировместимости, ударные сверхманевренные самолеты, самолеты вертикального взлета и посадки и пожарные гидросамолеты.
1. Определены и формализованы ограничения, влияющие на моментноинерционный облик самолета, для дальнемагистральных самолетов большой пассажировместимости такие ограничения характерны со стороны инфраструктурных факторов (например, даже современный А-380 в ряде случаев оказывается несовместим с существующей инфраструктурой), ограничения со стороны характеристик устойчивости и управляемости самолета. Для пожарных гидросамолетов также необходимо рассматривать ряд компоновочных факторов при расположении водных баков. Задача согласования моментно-инерционной компоновки с возможностями системы управления выделена в отдельный раздел, определены задачи, решаемые на этом этапе и их влияние на облик системы управления и эффективность самолёта в целом. Необходимо отметить, что для проектных работ по формированию моментно-инерционного облика самолета характерна более глубокая связь между этапами компоновки и высокая итерационность процесса, что во многом размывает границы между проектными этапами.
2. Разработанные, новые методы, определения моментов инерции самолета на основе расчетных коэффициентов распределения массы, позволяют эффективно проводить работы по формированию моментно-инерционной компоновки уже на ранних этапах проектирования с итерационным увеличением точности от 25 до 10%, как для самолета в целом, так и для отдельных агрегатов, таких как крыло, фюзеляж, оперение, силовая установка, топливные и водные баки.
- 45 - 3. Выявленные и систематизированые схемные и конструктивнокомпоновочные решения в сочетании с альтернативными вариантами системы управления, обеспечивают снижение требований к системе управления самолетом при работе на аварийных режимах.
4. Сформированная номенклатура и состав моделей необходимых для обеспечения этапа моментно-инерционной компоновки самолетов, позволила формализовать основные агрегаты системы управления, и разработать модели, которые в свою очередь позволяют выполнять анализ моментно-инерционного облика на ранних этапах проектирования. Это позволило сформировать алгоритмы для создания современной автоматизированной подсистемы проведения научных и проектных исследований в области моментно-инерционного облика самолета.
5. Разработанные модели и алгоритмы легли в основу подсистемы синтеза моментно-инерционной компоновки Моментно инерционный фактор, свидетельство о государственной регистрации программы для ЭВМ №2011610197.
6. На основе разработанного научно-методического обеспечения были проведены проектные исследования и получены следующие результаты:
- для типовых дистанций расположения двигателей выявлены рациональные диапазоны размещения топливных баков (max 0.5-0.7 от размаха крыла), обеспечивающие получение рационального моментно-инерционного облика самолета, позволяющего снизить разброс моментно-инерционных показателей в течение полета в 1,3 раза. Для реализации этих требований необходимо отойти от традиционных зон компоновки топливных баков в крыле между лонжеронами и применить либо сосредоточенные баки с вынесением за обводы крыла, либо изменить концептуальный облик самолета;
- определено влияние параметров моментно-инерционной компоновки топлива и двигателей на изменение массы крыла и выявлена зависимость между параметрами моментно-инерционной компоновки двигателей и топливных баков при фиксированном моменте инерции крыла;
- определено влияние параметров моментно-инерционной компоновки целевой нагрузки на изменение массы фюзеляжа;
- определено интегральное влияние параметров моментно-инерционной компоновки на дальность полета;
- выявлено, что применение синтезированных рациональных вариантов моментно-инерционной компоновки, допускающих, например, изменение момента инерции относительно OX, в течение полета, не более чем в 1,6 раза, в совокупности с рациональным обликом системы управления, разработанной с использованием принципа замещения отказавшего контура, позволяет снизить избыточный уровень управляемости с 2,22 до 1,47, т.е. в 1.5 раза, при сохранении уровня эффективности системы управления, на аварийных режимах, не менее 0,6 от штатного.
Использование синтезированных вариантов моментно-инерционной компоновки относительно оси OZ позволяет стабилизировать избыточный уровень управляемости в пределах 1,55, что благоприятно отразится на аварийных режимах работы контура системы управления.
Использование полученных результатов позволит сократить время, снизить стоимость и повысить качество проектно-конструкторских работ на этапе согласования моментно-инерционной компоновки самолета с возможностями системы управления. Что благоприятно отразится на улучшении летных и эксплуатационно-экономических характеристиках самолета.
- 46 - Основные положения диссертации опубликованы в работах:
1. Долгов О.С., Куприков М.Ю. Формирование структурнопараметрического облика современной системы управления дальнемагистрального пассажирского самолета// Сборник тезисов докладов научной конференции молодых ученых VI Королевские чтения:
Всероссийская молодежная научная конференция, Самара 2001;
2. Долгов О.С. Формирование облика современных систем управления дальним магистральным самолетом в среде систем автоматизированного проектирования// Сборник тезисов докладов научно практической конференции молодых ученых Новые информационные технологии тезисы докладов 9 ой международной студии школы семинара, МГИЭМ 2001;
3. Долгов О.С., Куприков М.Ю. Структурно-параметрический анализ систем управления дальнемагистрального пассажирского самолета в среде современных систем автоматизированного проектирования// Тезисы докладов международной молодежной научной конференции л27 Гагаринские чтения, Москва 2001;
4. Долгов О.С. Анализ влияния моментно-инерционной компоновки дальнемагистрального самолета на облик системы управления// Тезисы докладов 3-ей международной конференции Авиация и космонавтика - 2004, Москва, МАИ 2004;
5. Долгов О.С. Анализ влияния моментно-инерционной компоновки самолета на структуру системы управления// Тезисы проектов всероссийского конкурса на лучшие научные работы по техническим наукам (проекты в области высоких технологий), Москва, МГИЭМ 2004;
6. Долгов О.С. Влияние геометрических параметров компоновки топливных баков и силовой установки на структуру и параметры системы управления в канале крена дальнемагистрального самолета большой пассажировместимости// Прикладная геометрия, инженерная графика, компьютерный дизайн, №1, Москва 2005;
7. Долгов О.С. Влияние моментно-инерционной компоновки самолета на облик системы управления// Качество и жизнь, №5, Белгород 2005;
8. Долгов О.С. Влияние параметров компоновки топливных баков и силовой установки, на облик системы управления в канале крена дальнемагистрального самолета// тезисы докладов международной студии школы семинара Новые информационные технологии, Москва МГИЭМ 2005;
9. Долгов О.С. Влияние геометрических параметров компоновки топливных баков и двигателей, на облик системы управления самолета в канале крена// Прикладная геометрия, №7-15, Москва 2005,
10. Долгов О.С. Анализ влияния параметров моментно-инерционной компоновки на летно-технические характеристики дальнемагистрального самолета большой пассажировместимости с использованием прикладных информационных технологий// тезисы докладов международной студии школы семинара Новые информационные технологии, Москва МГИЭМ 2006;
11. Долгов О.С. Влияние моментно-инерционной компоновки самолета на облик системы управления// Качество и жизнь, МОО Академия проблем качества, Альманах 2007.-744с.;
- 47 - 12. Долгов О.С., Куприков М.Ю. Моментно-инерционный фактор в формировании облика самолета// Монография, под редакцией Куприкова М.Ю.- М.: Изд-во МАИ-ПРИНТ, 2008.-180с.;
13. Долгов О.С., Куприков М.Ю. Специфика формирования моментноинерционного облика современных самолетов// Прикладная геометрия, инженерная графика, компьютерный дизайн. - №2(12) М.:2008;
14. Долгов О.С., Лякишев М.А. Влияние геометрических параметров компоновки коммерческой нагрузки на облик системы управления самолета// Сборник тезисов докладов научно практической конференции молодых ученых Инновации в авиации и космонавтике-2010, Москва:МАИ 2010;
15. Долгов О.С., Лякишев М.А. Определение моментно-инерционных характеристик для перспективных типов летательных аппаратов и анализ влияния моментно-инерционного облика самолета на эффективность системы управления// Сборник тезисов докладов научно технической конференции молодых ученых и аспирантов АКТ-2010 Научные исследования и разработки в области авиационных, космических и транспортных систем, Воронеж, 14 мая 2010;
16. Долгов О.С., Лякишев М.А. Анализ влияния массово-инерционных характеристик агрегатов ЛА на компоновку самолета// Сборник тезисов докладов научно технической конференции молодых ученых и аспирантов АКТ-2010 Научные исследования и разработки в области авиационных, космических и транспортных систем, Воронеж, 14 мая 2010;
17. Долгов О.С., Лякишев М.А. Согласование облика системы управления и моментно-инерционных характеристик самолета при изменении массы целевой нагрузки и выработки топлива// Аннотации работ конкурса научнотехнических работ и проектов Молодежь и будущее авиации и космонавтики 2010, Москва:МАИ, СПб:Мастерская печати 2010;
18. Долгов О.С., Лякишев М.А. Определение моментно-инерционных характеристик самолета относительно оси OZ, при изменении массы коммерческой нагрузки// Труды XI Всероссийской научно-технической конференции молодых ученых и аспирантов Научные исследования и разработки в области авиационных, космических и транспортных систем, Таруса, 20-22 октября 2010;
19. Долгов О.С., Лякишев М.А. Анализ влияния моментно-инерционных характеристик на компоновку дальнемагистральных самолетов большой пассажировместимости (ДМС БП)// Полет.- №9, М.:Машиностроение 2010;
20. Долгов О.С., Куприков М.Ю., Куприков Н.М. Особенности выявления моментно-инерционного облика перспективных самолетов, на ранних этапах проектирования// Вестник Московского авиационного института.- № 2 т. 17, Москва:МАИ 2010;
21. Долгов О.С., Куприков М.Ю., Рипецкий А.В. Особенности геометрического синтеза на разных этапах формирования облика самолета большой пассажировместимости// Вестник Московского авиационного института.- № 5 т. 17, Москва:МАИ 2010;
22. Долгов О.С., Куприков Н.М., Лякишев М.А. Согласование облика системы управления и моментоинерционных характеристик самолета при изменении массы целевой нагрузки и выработке топлива// Труды МАИ.- №41, Москва:МАИ 2010,
- 48 - 23. Долгов О.С., Куприков Н.М. Лякишев М.А. Анализ особенностей моментно-инерционной компоновки перспективных типов гидросамолетов относительно оси ОХ//Труды МАИ.- №42, Москва:МАИ 2011,
24. Долгов О.С., Куприков Н.М. Лякишев М.А. Анализ влияния изменения массы целевой нагрузки на моментно-инерционные характеристики самолета относительно оси ОZ// Труды МАИ.- №42, Москва:МАИ 2011,
25. Dolgov O.S., Lyakishev M.A. Inertia-moment factor in airplaneТs form design// Труды конференции: л4TH EUROPEAN CONFERENCE FOR AEROSPACE SCIENCES (EUCASS) AIR & SPACE ACADEMY, ЦАГИ, МНТЦ и др., SPB 2011;
26. Долгов О.С., Смагин Д. И., Пугачев Ю. Н. К вопросу испытаний бортовых гидравлических систем и их значение при разработке современных видов воздушных судов// Труды МАИ.- №44, Москва:МАИ 2011,
27. Долгов О.С., Кузовлева М.А., Лякишев М.А. Анализ возможности повышения качественных характеристик моментно-инерционной компоновки перспективных типов гидросамолетов// Качество. Инновации. Образование.- №4, Москва:МИЭМ 2011;
28. Долгов О.С., Куприков Н.М. Лякишев М.А. Разработка алгоритмов автоматизации формирования моментно-инерционного облика перспективных самолетов// Труды МАИ.- №44, Москва:МАИ 2011,
29. Долгов О.С. Тенденции изменения моментно-инерционного облика на этапах формирования структурной схемы самолета// Труды МАИ.- №44, Москва:МАИ 2011,
30. Долгов О.С. Анализ системы управления и моменто-инерционных характеристик самолета при изменении массы целевой нагрузки и топлива// Труды МАИ.- №45, Москва:МАИ 2011,
31. Долгов О.С., Куприков Н.М., Лякишев М.А. Оценка зависимости моментно-инерционных характеристик от расположения топлива и коммерческой нагрузки// Вестник КГТУ им. А.Н.Туполева.-№2, Казань:
КГТУ-КАИ 2011;
32. Долгов О.С., Соседко А.А. Проведение натурных и летных испытаний для верификации влияния параметров моментно-инерционной компоновки на облик самолета// Вестник Московского авиационного института.- № 3 т. 18, Москва:МАИ 2011;
33. Долгов О.С., Лякишев М.А., Шорина Е.В. Формирование алгоритмов по выявлению моментно-инерционного облика самолета на ранних этапах проектирования// Научно-технический вестник поволжья. №4, Казань 2011;
34. Долгов О.С., Соседко А.А. Влияние компоновки несущей системы на облик летательного аппарата// Полет.- №3, М.:Машиностроение 2011.
Соискатель: Долгов О. С.
Авторефераты по всем темам >>
Авторефераты по техническим специальностям