автореферат диссертации по авиационной и ракетно-космической технике, 05.07.02, диссертация на тему:Исследование и выбор оптимальных параметров аппаратов вертикального взлета и посадки (АВВП) народнохозяйственного применения

1

Р Г Б ОД --

На правах рукописи

¡1

Наталия Игоревна Позднякова

Исследование и выбор оптимальных параметров аппаратов вертикального взлета и посадки (АВВП) народнохозяйственного применения.

Специальность 05.07.02. "Проектирование с конструкция летательных аппаратов."

Автореферат аисспрташш на соискание ученой степени кандидата технических налк.

Москва 1996 г.

1

]

1 J

Работа выполнена на кафедре "Вертолетостроение"' Московского государственного авиационного института (технического университета)

Научный руководитель: - Доктор технических аук,

профессор Богданов Ю.С.

ОЛициааьные оппоненты:

Доктор технических аук. профессор Лисейцев Н.К. Доктор технических аук,-профессор Ружицкий Е.И.

Ведущее предприятие: Московский Вертолетный "завод

им. Миля

Защита состоится на заседания диссертационного совета Д.053.18.03 "_"_1997 г.

Сдиссертацией можно ознакомиться в библиотеке МАИ.

Автореферат разослан

1997

Ученый секретарь диссертационного совета" кандидат технических наук

и

/

Ю.Ю. Комаров

Общая характеристика работы.

Дуальность проблемы.

Б пс-слеание голы как г, пашей стране, так у. ча рубежом ыют> волжк ишерл к' -АВВП. что сяятано главным оорзэом с предполагаемой дду тти.х аппаратов -жономмчно-оыо выполнений ¡ раненортых операций Кроме того, но сгаьмемпю с ьертлетачи у лт"\ аппаратов спнестнечио вмш; скорость переброса гручог.а по сраанснию с самолетами обеспечна-ается догтаька грроь г, любую точку. т. к для ьлета и посадк'и не ip.-б) ется аэродромов

Аппарат веpiикадьшно injieia i< 1к>садю! (АВЗПi - это .тетыелвные гишашы.*' способные осуществлять вертикальный пглет и посадкх (rat: ото деллот ьертплеты* i1 длительный высокоскоростной горизонтальный полег, .характерный для оСычпых самолетов. Поскольку ЛВР.П не янляются ни вертолетами. но. самолетами в полной мере, то п i по .мессе »x нросктир-.чиг.^я по )М',ч;:гог тру л: :nc r¡¡. С/;я';;:нт„'С с r.!;ío.4v;"p::;nb;vn r.f-p!:,.. ; зх;и схемных решений и ргчко шчличгюшичися режимами полег:' Эти особенности следует учитывать при coxtjhüü математических шо.зглсГ:. o:;HCi..!.ai:n;u¡x ф> i¡::*,pó.--.u..i-.e и существование ABB1 i.

Хотя технических предложений (пред »скичммх ратяаботнк, но екп.емх ктлюл-няечых работ. стоимости и '.«трат ьргчгнм составляет не омег Н>% оошчх '«трат. однако принимаемые здесь lexinoieerne решения оказывают peaaieaiee слияние на схдьСп проекта. i ¡ри ном '.'ran пред (cwiuwx разработок яклястся наиболее слабо оормаличонаинь:«.

Цель исследования

Целью настоящей работы является разработка меюзш.'н прогктлгкжгччь ЛВВП с помошыоЮВМ на лтапе формирования технических предлояетин и исследование в лияния проектных napancipob надетые и технические .характерце ni м..

Научная новизна

• pacCMOipeiia лотка н технология выбора основных проектных параметров АВВП иа->тапе технически?. т'.редложенип,

• рачрабогас математическа?, модель, мшечаюидая обобщенное урагнекне сушс-ствог.П!!И5>. пока¡ынакплес см«. критерия оптимальности с основными проектными параметрами, и ураг,пения возм<ш госте. опиемвгюми? снять леп>.,:х характеристик. таких как дальность, скорость и высота полета и npoeinnwx isana-метроь АВУП:

• на основе предложенной математической модели сформулирована задача оптимизации основных мроекгньк параметров с ограничениями.

-у-

• предложен метод неопределенных множителей Лагранжа для решения задачи оптимизации основных нроеьстных параметров;

• получено аналитическое решение задами выбора основных проектных параметров;

• рассмотрена процедура \юделирования с помощью ПЭВМ движения ЛВЗП на участках взлета и района аппарата до скорости е ¡й'чдаом зысоты

^горизонтального полета и планирования с учетом действия осксакых сил;

• получены аналитические заражения лля дальности, зысоты >[ скорости полета, учитывающие 1101 ери на сопротивление атмосферы и (-рашпаинк: « рч«кцни вс-нокнмх прое.чтных параметров.

Практическая ценность

Предложена методика з^оора оптимальных проектные параметров н технических характеристик АВВП, являющихся достаточно универсальной для данного класса апнара-"оз и инвариантная к различным конструктивно-компоновочным схемам и отражающая многоуровневый, итерационны»! и оптимизационный характер процесса проектирования чз ттапе технических предложений. Разработана программа для ПЭВМ, позволяющая ¡¡"овошть оптимизацию прос;ань;.ч параметров и исследовать влияний их ¡я детно-.ернические характеристики ЛВВП. ¡¡рсвечгиы исследования, ¡1ме:ошне саместоятельное прикладное значение. Результаты работы внедрены в учебный процесс кафедры ¡(.'2 Московского Государственного авкшиошюго института.

Апробация работы

Основные положения и результаты диссертации докладывались на кафедре 'Зертолетостроекие'' МЛ И, на Международной научно-технической конференции '/Москва, 1996 г,)

Публикация результатов исследований

По результатам исследований опубликованы три статьи.

Объем работы

Диссертация изложена на /55 страницах машинописного текста, содержит 20 рисунков н снисок-нснолысванной литературы -из 62 наименовании. .....

-г-

Содержание работы.

Диссертационная работа состоит из введения,семи глав и заключения.

Во введении дается общая характеристика АВВП, рассматриваются особенности процесса проектирования АВВП, проведен анализ исследований а области проектирования этого класса аппаратов, сформулированы вопросы, решению которых посвящена диссертация, а также изложено краткое содержанке диссертации.

АВВП несет на себе черты вертолета и самолета, являясь в то же время самостоятельным классом летательных аппарзтоз. Качественный их анализ позволяет исключить из рассмотрения для народнохозяйственных АВВП схемы с вертикальным расположением аппарата на взлетно-посадочных ренатах.

Из многочисленных вариантов АВВП выбрана схема с поворотными винтами. Эта схема а настоящий момент рассматривается гак наиболее перспективная.

Анализ литературы показывает, что вопросам проектирования посвяшемо несколько работ. Наиболее известными отечественными работами являются две работы одного автора - профессора Ф.П. Курочкина: "Основы проектирования самолетов с вертикальным взлетом и посадкой", VI., "Машиностроение"', ¡970, и "Проектирование и конструирование самолетов с вертикальным взлетом и посадкой", М„ ""Машиностроение", '977. Это наиболее полные работы, посвященные эскизному проектированию АВВП. В них рассмотрены особенности аэродинамических схем, массовых характеристик и конструкции при различных составах силовых установок винтовых, вентиляторных и реактивных.

Приведены некоторые методы расчета специфичных режимов полета.

Также существует кандидатская диссертация В А. Аникина «Выбор параметров несущей системы АВВП с поворотными несущими винтами». В работе рассмазршаюгся вопросы аэродинамики винтов.

Рассмотрению некоторых проблей, связанных с аппаратами вертикального взлета и посадки, посвящены работы В.Б. Летникова «Особенности аэродинамики и динамику) полета ЛА с поворотными несущими винтами», 1993г., A.C. Бравермана и В.Б. Лепшкова «Расчет некоторых переходных режимов преобразуемого вертолета», 1979г., H.H. Тарасова «Расчетные и экспериментальные исследования особенностей аэродинамики вертикально взлетающего самолета с поворотными винтами», 1974г., «Экспериментальные исследования взаимного влияния моделей винтов if планера вертикально вметающих самолетов с поворотными винтами». 1974г., «Результаты испытаний поворотного винта вертолета-самолета на режимах висения и крейсерского полета», !974г. В работе Шалдакова В.И. и Маслова А.Д. «Аэродинамическое проектирование лопастей воздушного винта» предложены методики и алгоритмы аэродинамического проектирования лопастей воздушных винтов, рассматриваются подходы к проектированию воздушных винтов. Вместе с тем, не умаляя важность проведенных авторами исследований, в этих работах не дается последовательность_раоот,.выполняемых на этапе технических предложений, которую мы назовем логикой проектирования. Эта фаза проектирования является наиболее трудной, поскольку в этот период имеется чрезвычайно ограниченный набор исходных данных дяя проработки элементов конструкции. Кроме того, те исходные данные, которые известны, недостаточно точны, т.е. известны с" высокой степенью неопределенности. Вместе с тем этот этап является в высшей степени важным, т.к. определяет судьбу проекта: слишком осторожный выбор проектных решений может привести к тому, что аппарат по техниче-

ским характеристикам окажется устаревшим к моменту реализации, с другой стороны, завышенные оценки возможностей производства могут сделать проект невозможным.

Особенность поставленной задачи заключается в том, что существует немного теоретических работ, связанных с выбором параметров и логикой процесса их проектирования на этапе предэсклзных разработок. Б частности, наиболее важным и сложным является вопрос о выборе основных проектных параметров АВВП. Соаершенно неисследован-_ ным вопросом является вопрос о логике и технологии автоматизированного проектирована* АВВП на на чайном этапе разработки, т.е. речь идет о той последовательности работ, составе данных и статистике, вовлекаемых процесс проектирования на каждом его шаге. Кроме того, отсутствуют достаточно простые и универсальные математические модели. " устанавливающие связь между исходными данными, проектными параметрами, а также характеристиками АВВП и параметрами траектории

В главе 1 «Логика и технология автоматизированного проектирования АВВП» приведена логическая схема процедуры проектирования АВВП на начальном этапе проекта-*' рования с применением ПЭВМ, дана технология построения математических моделей, проведен анализ исходных данных

Общая схема автоматизированного проектирования представлена на рисунке 1. Особенностью этой схечы является то, что она содержит 3 уровня проектировали*, или 3 итерационных цикла. Первый никл - цикл по статисгическим коэффициентам, заключающийся в согласовании массовых, геометрических и энергетических характеристик по уровням проектирования, Неооходи.мость введения такого цикле связана с тем, что перед началом проектирования значение коэффициентов, характеризующих отдельные части конструкции, известны недостаточно точно и эти коэффициенты уточняются на следующем более детальном уровне. Работа цикле продолжается до тех пор, пока значение задаваемых и получаемых статических коэффициентов не совпадут с заданной точностью. Второй цикл - цикл оптимизации подразумевает вариацию основньп проектных параметров с целью получения экстремального значения выбранного критерия оптимизации.

По окончании процедуры собственно проектирования проводится моделирование движения аппарата по основным участкам полета, включая взлет, разгон до скорости с набором высоты , горизонтальный полет на этой высоте с заданной скоростью, планирование и посадку. При этом получаемые параметры движения сравниваются с заданными техническими требованиями Если требования не удовлегеоряютсх. то вводится поправка в характеристики спроектированного аппарата. Т.о. осуществляется 3-й итерационный цикл. На этом процесс проектирования закачивается и выводится на печать массовая сводка, летно-технические характеристики и результаты моделирования движение.

В диссертации был рассмотрен вопрос о возможности получения аналитического решения задачи вошора основных проектных параметров АВВП. В случае получения аналитического решения логическая схема автоматизированного проектирования видоизменяется так, что остаются только 2 итерационных цикла (рис.2): один по уточнению статических к-оэффнпиоггов, а другой по исходным данным. Как показывают вычислительные эксперименты, аналитическое решение существенно сокращает количество промежуточных вычислений и ускоряет процесс получения окончат ельяого решения.

В работе проведен анализ критериев оптимизации и принята в качестве критерия относительная масс;, полезной нагрузки. Как показывают исследования, оптимальные па-рамезры аппарата по критерию минимума массы оказываются оптимальными по другим критериям. В практике конструкторских бюро, для которых и предназначена эта работа, основным критерием при выводе рациональных проектных параметров является взлетная масса,

В этой главе представлен обший вид уравнения существования АВВП.

и I ....

' чм:т--относительная масса полезном нагрузки;

Взлетная масса АЗВП представлена в аиле суммы полезной нагрузки ГГ\М> массы топлива ГПг, массы конструкции ГП^^ и массы систем управления и оборудования.

ГП„ = [Т1га + ГПг + ГО«**.+ Я0с3 .

Проведя несложные преобразопакня ч разделяв левую я правую части уравнения на то и введя обозначение, получим:

^ -- \ - //г г ',4 А; <■

(На

(Чг - относительный ¡ачас топлива; ¡^йл" относительная знергопосру.кенность: ^р - относительная масса фкпелязка;

относительная масса хвостового оперения: м» - относительная масса зинтов;

- относительная масса систем управления и оборудования;

- относительная масса трансмиссии:

- нагрузка на крыло; /?4 - количество зинтов; /1^- количество двигателей.

Это уравнение является необходимым, но не достаточным для начала проектирования, так как максимизацияДцС учетом только одного уравнения приводит к тривиапь-пому решению. Следовательно, необходимо записать дополнительное уравнение, учитывающее. что аппарат должен выполнить некоторую функцию, оговоренную в технических требованиях Заказчика. Такое уравнение носит название уравнения возможности и может быть представлена а следующих вариантах:

полная дальность полета АВВП, заданная в ТТ, № - проектные параметры, влияюшие на дальность полета.

где Уг/> - крейсерская скорость, задаваемая в ТТ или принимаемая главным конструктором.

'Нмярв. '

где//^маРшевая высота полета (статический потолок).

3 главе 2 «Аналитическое решение задачи оптимизации основных проектных параметров АВВП» лана постановка залачи: найти оптимальные^значения основных проектных параметров/';" ('¡=1,2,3.....п) АВВП, максимизирующих критерий качества или АВВП

при заданной дхчьности маршевого полета^^,,заданной скорости маршевого полета [Ла и заданной высоте маршевого полета Или

. у - - - — -

Ушел = ¿'С ,

?atfíif максимальног значение относительной массы полезной нагрузки.

Дл* решения это задачи применен метод неопределенных множителей Лаграюкг. который позволяет решите задачи поиска экстремума функции с уравнениями связи свести к задаче поиска экстремума вспомогательной функции, в которую входят как основные фчншин. так и уравнения связи, т.е. .

Г", да/ iii^O'J'^C/^ffíl-HZJ'Jjí:,.^- TJ>

- i^1: и^

¿•¿л,..., л. у- и А

где АХ A¿ . неопределенные множители Лагранжа подлежащие определению наравне с ОЛЛ.

Согласно записи функции F видно, что сс экстремум совпадает с экстремумом основной функции когда удовлетворяются условия, описываемые уравнениями связи, т.е. дополнительные члены уравнения обращаются и нуль.

Условием экстремума функиииг(№:А^ максимальное значение которой мы ищем, будет равенство нулю частных прошвддшх ее по неизвестным параметрам^'-1'- -а)и неопределенным множителям Ai (j- ... , ¡

<

Г ' w

. (j-'A--.^

mi

Для получения аналитического решения выведено уравнение существования АВВП в более компактном виде.

Проведя несложные преобразования, получим:

5

ЪЪа

IM . П)т

¡ 7- - относительная масса топлива; У- JHi¡$— удельная масса двнтательпой установки;

О н

ыл' ггГп * взлетная энерговооруженность: - - удельная масса винтос:

J^-Шшаи. относительная масса конструкция

В этой же главе приведены уравнения хтя расчета дальности, скорости и высоты крейсерского полета, используемые в качестве уравнений связи. Уравнения для дачьности имеют вид;

где L * дальность горизонтального полета, км, <С-- ■ аэродинамическое качество;

/J - коэффициент полезного действия винта; С; - удельный расход топлива, кг/леч, ' /7?» - начальная масса аппарата, кг, fflr-масса израсходованного топлива, кг. •

Учитывая, что преобразуем эту формулу к виду

П

¿.сЬ-Л—.Ь

где коэффициент,

маршевая тяговооруасениость з горизонтальном полете,

'Г

- тяга на иарше.

Это уравнение в случае задания максимальной дальности горизонтального полета будет иметь 8ид

I У

Другое выражение ятя дальности примем в виде:

AT* JfuiiM*

Г1

/НА?

где

lb -~L

Нг - теплотворная способность топлива, ккал'кг.

Крейсерскую скорость горизонтального полета винтовых АВВП можно приближенно определить по формуле:

' А/а

гле численным коэффициент, /7!ит • конечная масса АВВП. Приведя некоторые преобразования, получим:

Другой вид формулы для скорости выведем на основе формулы для нагрузки на отметаемую вито« поверхность:

Полученные два вида представления уравнений связи, связанных с дальностью и скоростью позволяют рассмотреть 9 вариантов постановок задач, рез\льтаты решений которых приведены в таблице 1.

Пример одного решения приведен далее.

Задача № 1

Найти оптимальное значение основных проектных параметров,/^^мухь АВВП. максимизирующих критерий качества^„АВВП, при заданной дальности маршевого полета ь форме уравнения (2) и заданной скорости маршевого полета в форме уравнения (3).

или

То есть

при

оЛ-1 / у . /р

-Ч- ^--

и

<!> &

В соответствии с рассмотренным ранее методом решения задачи с применением неопределенны): множителей Лаграга.-а уравнения максимума (1) будут иметь следующий вид. Рассмотрим последовательно члены этих уравнений

% -О Цм -

= л

О/Л* 0 '

ЯНг-ир-^*'*

п

Ж. г0

Тогласистема уравнении (1) примет зил: Решая згу систему уравнений, получим:

,/А

к'щ: 0 ^ (1)

•¡ч* - А /Ц— ¿ь/^-д)* ¿С = о /

им

<7

Ут, Д „, /Ц^, /I,, Л ^ = ¿3 ;

£ (/г,

/з (рт^у* ,Л,)=0 Г . 65-)

<

ir i

-a-

о ft+ot) J

* гм

i (4Ы) J

a 'Ce -.i

л.-Ч с, ïaJùA.] ТЦГТ- l ffafîj ■

____0+4

Соответствующий этим оптимальным значениям максимум относительной полез-

ной нагрузки МП(( Может быть найден после вычисления значений проектных пара,мет-

9 О ЯГ

Итак, решение задачи по выбору оптимальных проектных параметров в постановке задачи N1 при использовании выражений для дальности и скорости в соответствии с принятыми уравнениями связи возможно и при решении получены аналитические выражения для оптимальных проектных параметров и максимальною значения

В главе 3 «Анализ массово-геометрических и энергетических характеристик АВВП яля второго этапа приближения» используя полученные конкретные оптимальные знане-ния^.^^Д^, максимальное значение относительное массы полезно» нагрузки^, а тг1сл:е принятый значения статист,«легких коэффициентов на основе исходных данных, получаем следующие основные характеристики АВВП. начальную массу АВВП, масс\ рабочего топлива, мощность двигателей иа взлете, массу двигателе« установки, массу винтов и маршевую тягу , массу конструкции: ! .начальную массу АВВП:

м

Ш-

t

пн

2. массу раоочего топлива:

ль- = /и. ■

Dpt

¿.мощность двигателей и их тягу на взлете: 4.масс> двигательной установки.

лег

А/

Ъ,

m

Г.массу винтов и их маршевую тягу

M* ~ ^

6. массу конструкции:

¡TitoHC^ - Ют ' ol.

Поученные данные необходимы для перехода к следхтошему этапу процесса проектирования, а именно, более детальному расчету массово-геометрических и энергетических характеристик АВВП. На этом этапе также используются статические зависимости, но происходит более детальное членение элементов АВВП на составляющие.

В результате получены формулы для расчета масс, функциональные уравнения которых представляют сооой следующее: 1) масса конструкции: ;

• фюзеляж ЛТдагр ;

• Крмло ^е, = ^Я1.) ; шасси ГП,и'= {(Я>*) ) ■

• органы управления

• топливная система /П^г(/Лт).

ГП^^л + ГПа 1-ГГ)09 * /П-к

,, _= мР '—?--

_) масса двигателен:

ЛОнц. , А» , ^

/77«- ^ "

.>} масса винтов:

сооственно винты трансмиссия

</ т " т<

Такке в этой главе проведен анализ влияния параметров несущего аннта ЛВВП на его тягу.

В главе 4 '(Моделиропание полета АВВП» рассмотрена математическая модель движения Л В В И ¡сак материальной точки на различных ре;кимах полета, таких как взлет, разгон, горизонтальный полет, планирование я посадка.

Необходимость моделирования связана с тем, что при проектировании использовались упрощенные уравнения (уравнения евши), которые учитывали лишь этнояные факторы пчлета. Так не учитывались. до-перкых, рпеход тплипа на участче взлети ч разгона до скорости е набором высоты маршевою полет, «о-ччорыл, ураиненин на участке вгзета и разгона, так и на участке горизонтального попета, рлссчатривапись оеч учета сопротивления атмосферы и гравитации. С этой целью в процедуру автоматизированного проектирования вводится моделирование движения АВВП. Применение моделирования движения дает возможность оценить степень соответствия спроектированного аппарата заланныч техническим требованиям в части выполнения требочаний по дальности, скорости и высоте маршевого полета.

Рассмотрено уравнение движения ЛВВП на участке разгона с учетом основных действующих сил I рис.3)

ек

-ñ-

OcbfiB№

Линия местного горизонт*

Рнс.З. Ciuiu:, действующие на АВВН на участке разгона до скорости £у> с набором

высоты н-и-ерч •

Для toro, чтобы получить выражение для скорости ДВВП иг участке разгона необходимо было задаться программой изменения угла наклона вшпов к оси АВВП:

J-áJi

V-

С учетом этого получим выражение д.« скорости на участке разгона.

ft' (!■ -М') (ifh -<)U

v=p»¿9

/

В этом у равна нш первое слагаемое представляет собой идеальную составляющую скорости, г второе и третье - гравитационные и аэродинамические потери соответственно.

Для пштученн* аналитического выражение дл* определения выесть; подъема АВВП н процессе разгона ло скорости Уду. примем в качестве исходного уравнение:

при этом зако«', изменения скорости имеет вид: С учетом граничных условий:

паи У-С Р-{,

э Ж

fifm V* Ць при Ji-i'

V ¡

S

. vu>

(fi^Y

Исходное уравнение для участка горизонтального полета принято в виде:

СЬ р. СЮ .

Также получено выражение лл? лальностм горизонтального полета ЛВВП, которое учитывает аэродинамические и гравитационные потери дальности:

В главе 5 ((Постановка задачи по выбору проектных параметров АВВГ1 с учетом полных уравнений движения на участках разгона н маршевого полетатсдела/и более об-шак постановка задачи по выбору оптимальных проектных параметров в связи с те«, ■:!(• в главе 4 «Моделирование лолста» лолучелы уточненные уравнения для скорости. вымчь: п дальности полета не известные из анализируемой литературы.

Уточненное уравнение отлествоьания записано в визе:

/да -/-/^т О+ьС) -//,'ы*

тле сС - относительна)! масса коиструтсини.

Р - удельный вес винтов, I - удельный вес двигательной установки.

Траектория движения АВВП представлена ь виде участка разгона и горизонтлл-.но-го полета. Участок- планирования не учитываем, если планирование осуществляется без расхода топлива. Если все асе планирование происходит с работающим двигателем, то следует в первом приближении расход топлива, полученный на участке разгона, удвонть

Уточненное уравнение связи по дальности представим в виде:

где /^г-относительный расход тоглива.иг участке разгона.

Уточненное равнение связи для скорости'

-

Уточненное уравнение связи по высоте: л ,

Итак-, в новой постановке задачи оптимизации основных проектных параметров а именно

/^г . относительного запаса топлива;

¿Мьъг взлетной тяговооруасенности. маршевой тягокооружеиности;

А-' - относительного запаса топлива-для участка разгона,

заключается в выборе их такого сочетания, которое обеспечивает максимум сите.чьной полезной нагрузки, что соответствует при прочих равных условиях при заданной массе полезного груза минимуму начальной .массы АВВП, а при заданной начальнзй

чассг АВВП максимуму чассы полезного груза. При этом заданы допускаемые значенш по екорссти. дальности и высоте полета. Другими словами найти

V так и

'ПН

при

/ -- и

- ициа^ ,

Н- И то* ■

Как я было показано ранее для решения задачи составляем новую функцию

Для нахождения экстремума функции Р. которое совпадает с функцией цгш. ион выполнении заданных условий, составим систему уравнений:

^ ЗДи +а п + 1 ^ Л 1Н- - л •

-О,

Ж _£Мш! ^ХЖ

и'

1

.+1 И Ж- П

горг' Чр? /171рг ^¡(г1 -

1Р

I. ~ ¡-Мл* ' 0 /

»Дс^-^.о,-

П)?

пь

- Н- о.

Рассмотрим частные произведения от рассматриваемых функций:

"А

и ищется

<

Сг

/î

Подставим потаенные выражения в систему' уравнений ( 6} В результате получаем систему уравнений для нахождения оптимальных значений проектных параметров АВВП, максимизирующих функцию Р и, следовательно, функцию IIпн

fi (а, , > 0 )

и (ДдЛ^./^О ;

], (А, АлЬъ/^/^/^Л'М,

со

К 4

Таким образом.: получили систему семи уравнений с семью неизвестными. Рассмотри« возможность решения такой системы. Исследуем нгрвос i> третье фавнеяне CifC-темы < 7 ¡: г , .

Л- ■ У - , ^ ,

Аг ¿е.

■/н

Ич рассмотрения первого урзвнения системы (6 ) следует, что ÂIX), а из второго уравнения системы ( § j следует, что /Л<0. Эти два взаимоисключающие условия относительно неопределенного мностледя Лагранжа /Л делают снстехп ('$). а. следовательно, и систему ( f) несовместной. Это свидетельствует о том. что лл* рассматриваемых исходных уравнений функция Г и функция цпк. имеют экстремум на границе.

Для нахождений оптимальных основных проектных параметров для функции с ограничениями, имеюшеи экстрему v на граиице можно совместно решать систему уравнений. состояшую из у равнений связи. Мы поступим следующих! образом запишем еше о . ко уравнение связи, исходя из физического смысла задачи, а затем решим совместно си. тему уравнений, состоящую из этою дополнительного уравнения связи и уравнений cbs :.. записанных ранее.

Дополнительное уравнение связи выведено в работе и имеет вид

w И

1/, ы *

ltP ~\GP j г**/»*

Итак, запишем систему уравнений:

-а-

| I

|

1 1

Таким образом, имеем четыре уравнения с четырьмя неизвестными- Решая > систему, получим значение Япн'-

В главе 6 «Описание программы для ПЭВМ по выбору оптимальных проектнь параметров АВВП» дается методика разработки программы выбора ОПП, оркентирова ная на применение ПЭВМ, описывающая расчетные формулы, проведения предварител ною анализа исходных. данны.ч. а также собственно программы и (формирования выло, ной информации.

Глава 7 «Параметрический анализ. Исследование влияиия проектных параметре на ЛТХ АВВПж

Профамма автоматизированного проектирования АВВП позволяет не только пол; чать значения оптим&тьных проектных параметров, обеспечивающих зкоремум принятс го критерия оптимизации и удовлетворявших техническим требованиям, но и проводит исследования, связанные с:

»оценкой влияния основных проектных параметров налетные характеристики; •оценкой влияния основных ПП на технические характеристики АВВП; •анализом влияния проектно-конструкторских решений на характеристики АВВП; •определением чувствительности решения задачи к точности исходных данных; •определением перспективных направлений улучшения характеристик АВВП; •формированием технических требований к разрабатываемым АВВП.

На рис. б представлена зависимость скорости разгона АВВП Уср с набором высоп П^от взлетной тягобооруженности рЫь и расхода топлива на разгон График по строен по результатам расчетов АВВП, совершающего разгон под углом 9=45°. Пряв: денные на рисунке кривые построены в диапазоне скоростей 14а от 60 до 185_м/с, что со ответствует скоростям от 200 до 670 км/ч. И для высот от 300 до 1200 м. Исследованш показали, что для практически важных и реальных значений взлетной тяговооруженно сти/4м, анализируемой в пределах 1,005 до 1,6, а также для относительного запаса топ лива на взлете, лежащего а пределхч от 6 до 10° о от взлетной массы, имеются области I координатах Н-У не достижимые при рациональных значениях рассмотренных проектные параметров. На кривых ясно видны четко выраженные максимумы значений по высоте достижимые Т1ри фиксированных значениях взлетной тягоаооружешюсти. При изменении запаса топлива, расходуемого при разгоне, оптимальные с точки зрения максимальной высоты значение взлетной тяговооруженности смешаются в сторону их меньших значений.

Так, например, при относительном расходе топлива, составляющего 6% от взлетной массы, экстремальное значение /¿<<у1^1рнходиться на значение взлетной тяговоору-женностиJJt&rhi, Н=400м. При этом крейсерская скорость составляет около 100м/с. Л при относительном расходе топлива в -10% от взлетной массы может быть достигнута максимальная высота в копне участка разгона около 1200м при максимальной скорости 160м/с, оптимальное значение .взлетной тяговооруисенностн при этом составляет 1,36. Линия А-А разделяет область недостижимых и достижимых сочетаний скорости и высоты в коние участка разгона и ограничивает область достижимых значений слева Если принять, что максимальным рациональным значением взлетной тяговооруженности является величина ,6, тогда линия В-В ограничивает область доспгжииых значений по H-V справа.

Рассмотренная задача позволяет заказчику грамотно формировать ТТ, касающиеся назначения величин крейсерской скорости и крейсерской высоты пол ira. Для разработчика АВВП подобные графики могут служить для первичной экспертизы ТТ, получаемым от заказчика относительно требуемых значений 14р и H ¿¡ар*-

Кроме того, подобные графики позволяют найти оптимальное сочетание скорости и высоты полета, приводящие, как это показано на рис 8, к уменьшению нагрузок на конструкцию и уменьшению расхода топлива на участке разгона. ,,

На рис.5 привезена зависимость относительного запаса топлива от маршевой тя-говооруженности и относительного расхода топлива на взлете. Расчеты проведены при полете АВВП на дальность Ьтах~800кч. Из графика видно, что изменение маршевой тя-говооруженности от 0,1 до 0.3. т.е. в три раза, приводит к увеличению относительного запаса топлива в два раза и изменяется от 204» до 40% от виетной массы АВВП. Следует учесть, что в принятых математических моделях топливо, расходуемое на участке разгона, входит в состав общего запаса тослива При этом оказалось, что величииа относительного расхода топлива на у частке разгона существенно слабее, чем маршевая тяговооружен-ность, влияет на запас топлива. Изменение количества топлива, расходуемого не разгон, вдвое, приводит к изменению запаса топлива не более чем в 1.2 раза.

Рис. 6 показывает зависимость массы несущих винтов от vos проектных параметров. Были рассмотрены такие параметры как- диаметр лопаете и их количество в одном вин га. Из графика рис. 6 можно сделать вывод, что при увеличении диаметра лопасти степень влияния количества лопастей на массу несущего винта возрастает. Использование |-рафи-ком, полоГшых представленному на рис. 6 совместно с процедурой моделирования движения. позволяет выбрать параметры несущего винта в зависимости от требуемого режима движения.

Рис. 9 иллюстрирует зависимость относительной массы полезной нагрузки от дальности и высоты полета. Для каждой дальности полета (были проанализированы да-iv ности от 500 до 1800 км) существует свое оптимальное значение Нм^, Для крейсерской скорости в 111.1 м/с (400 км'ч). яля дальности в 500 км оптимальная высота крейсерского полета составляет 800 м., а для дальности 1800 км она составляет почти 1000 м. При этем на графике просматривается четко выраженный экстремум.

Точность исходных данных существенно влияет на точность получаемых решении Как следует из провезенного ранее анализа наименее точными из исходных данных кь-ляются конструктивные коэффициенты, задаваемые на основе предшествующего опыта проектирования аналогичных конструкций. Рис 9 иллюстрирует возможность использования недостаточно точных значений конструктивных коэффициентов, принимаемых перед началом проектирования. Гипотеза о том, что конструктивны: коэффициенты можно задавать вначале недостаточно точно, а затем вычислить их значения с высокой степенью точности (в рамках принятых уравнений, описывающих конструкцию) подтверждается на

—¿-и-

примере изменения конструктивного коэффициента Р по циклам приближения, представ ленного на рис. 9 .

В работе выполнено следующее:

1.Рассмотрена логикам технология выбора ОПП АВВП на этапе предэскнзны.х раз работок.

2.Разработана математическая модель, включающая обобщенное уравнение суще ствовання, показывающее связь критерия оптимальности (рпн) с ОПП (дт, ивзл, .имарш дт') и уравнение возможности, описывающее связь летных характеристик (высоты, скоро ста, дальности) и проектных параметров АВВП.

3.На основе предложенной математической модели сформулирована задача опта мизапии ОПП с ограничениями.

4.Предложен метод неопределенных множителей Лагранжа хтя решения постав ленной задачи.

5.Получено аналитической решение задачи выбора ОПП АВВП.

6.Рассмотрена процедура моделирования с помощью ПЭВМ движения АВВП н; участках взлета и разгона до скорости Углах с набором высоты Нмарш, горизонтальной полета и планирования с учетом дейст вин основных сил.

7.Получены аналитические выражения лля дальности, скорости и высоты полета учитывающие потеря на сопротивление атмосферы и на гравитацию в функции ОПП.

8.Разработана программа для ПЭВМ, позволяющая не только выбирать ОПП АВВГ с учетом налагаемых ограничений, но и исследовать влияние проектных параметра АВВП на летные и технические характеристики.

Полученные результаты позволяют сделать следующие выводы:

¡1 Предлагаемая логическая структура автоматизированного проектирования АВВГ обеспечивает соответствие конструктивных коэффициентов конструктивным ко эффициентам разрабатываемого АВВП, летных характеристик летным характери стикам, задаваемым в технических требованиях, что позволяет уже на этапе пре дккизною проектирования получать летно-техннческие характеристики близки! по значениям к реальным АВВП.

2) Применение метода неопределенных множителей Лагранжа дает возможность по лучить аналитические зависимости ОПП от летных характеристик, а также завися мость оптимального значения критерия качества АВВП от величин ОПП.

3) Разработанная технология получения массовой сводки, летных и энергетически: характеристик АВВП с применением ПЭВМ позволяет не только определять оп тимальные характеристики, но и исследовать влияние параметров на летные и тех нические характеристики, а также определять рациональные направления совер шенсгвования АВВП.

4) Аналитические выражения, полученные при анализе движения АВВП, позволяю анализировать влияние проектных параметров на летные характеристики, не при бегая к численному интегрированию движения.

5) " Исследование,¿выполненное с помощью программы автоматизированного проекта

рования, показало, что:

• на участке взлета и разгона тратиться ло 30% массы топлива, что составляв 10% взлетной массы АВВП;

• существуют области сочетаний технических требований по высоте и скоро ста не достижимые при выборе рационалышх проектных параметров;

оотах-

« аэродинамические и гравитационные потери скорости на взлете могут достигать до 40% от значения скорости вычисленной без учета этих факторов;

• взлетная масса в сильной степени зависит от таких технических характеристик АВВП. как количество винтов, количество лопастей, диаметра пиитов

• Предложенная методика вы&ора ОПП и технических характеристик АВВП является достаточно универсальной для рассматриваемого класса аппаратов и инвариантна к различным конструктивно-компоновочным схемам. Она отражает многоуровневый, итерационный и оптимизационный характер процесса проектирования ДВВП. • _

Основные результаты, изложенные и диссертации, опубликованы в следующих ра-

1. Позднякова Н.И. «Выбор ггооектных параметров АВВП и х применена с помощью неопределенных множителей Лагранжа»; Международная конференция, Москва, 1996.

2. Позднякова Н.И «Аналитическое интегрирование уравнений движения АВВП на участке разгона до скорости 14р с набором высотыН,^», Деп. в ВИНИТИ 05.09.96. № 2771-В96.

3. Позднякова Н.И. «Аналитическое выражение для дальности горизонтального полета АВВП. Уравнение существования для схем;.) АВВП с несущими винтами и пропеллером.» Деп. г. ВИНИТИ .V,- 2770-В96.

Рис. I Оощая схсма процесса ашочсшлирооишюго проектирования Л08П

Рис. 2Сксма проектирования »cjiy^ac получения аналитического решения

тяговооруженности.

тяговооруженности и относительного расхода топлива на взлете при полсп на дальность 800 км..

'НЬ

№>00

/осюо ■

5~ССо

А О = 3,4

Рис. 6. Зависимость массы несущих зинтсв от параметров.

и

о(з

ОЛ

о,Г

¿-500'

/¿>оо

шо

Рис. 7. За.чнсимость относительном массы полезной нагрузки от .-эдыюсти и высоты полета.

Ьтх) ¡1

Рис. 3. Зависимость скорости разгона АВВП С набором высоты Нтэх. от взлетной тяговооруженности разл. И расхода топлива на разгон цт'.

Аннотация. ВВЕДЕНИЕ.

Глава 1. Логика и технология автоматизированного проектирования АВВП.

1.1. Логическая схема автоматизированного проектирования.

1.2. Технология построения математических моделей АВВП.

1.3. Основные летно-технические характеристики и проектные параметры.

1.3.1. Исследуемые летно-технические характеристики.

1.3.2. Основные варьируемые проектные параметры.

1.4. Анализ критериев оптимизации.

1.5. Вариант логической схемы в случае аналитического решения.

1.6. Общий вид уравнения существования АВВП.

1.7. Моделирование полета.

Глава 2. Аналитическое решение задачи оптимизации основных проектных параметров АВВП.

2.1. Постановка задачи оптимизации проектных параметров АВВП.

2.2. Метод неопределенных множителей Лагранжа.

2.3. Уравнения существования для аналитического решения.

2.4. Уравнения возможности.

2.5. Необходимые условия максимума.

2.6. Уравнения связи.

2.6.1. Уравнения для дальности.

2.6.2. Уравнения для скорости.

2.6.3. Генерация вариантов постановок задачи.

2.7. Постановка задачи N1 и ее решение.

2.8. Постановка задачи N2 и ее решение.

2.9. Постановка задачи N3 и ее решение.

2.10. Постановка задачи N4 и ее решение.

2.11. Анализ причин отсутствия решения при других постановках задач. лава 3. Анализ массово-геометрических и энергетических характеристик АВВП для второго этапа приближения.

3.1. Исходные данные для расчета характеристик АВВП.

3.2. Масса конструкции.

3.2.1. Масса фюзеляжа.

3.2.2. Масса крыла.

3.2.3. Масса капотов.

3.2.4. Масса шасси.

3.2.5. Масса управления.

3.3. Масса силовой установки.

3.3.1. Масса винтов.

3.3.2. Расчет массы двигательной установки, удельный расход топлива ГТД.

3.4. Масса оборудования.

Глава 4. Формирование комплекса программ по выбору оптимальных проектных параметров АВВП и исследования их характеристик.

4.1. Псевдокод и блок-схемы этапов расчета.

4.2. Использованные расчетные формулы.

4.3. Исходные данные и выходные данные.

Глава 5. Параметрический анализ и исследование влияния проектных параметров на летно-технические характеристики АВВП.

5.1. Цели исследования.

5.2. Влияние основных проектных параметров на летно-технические характеристики АВВП.

Актуальность проблемы

В настоящее время во многих зарубежных странах ведутся интенсивные научные и экспериментальные работы по созданию аппаратов вертикального взлета и посадки (АВВП) с поворотными несуще-тянущими винтами (ПНТВ). Некоторые исследования по созданию таких аппаратов проводятся и в нашей стране

Аппараты вертикального взлета и посадки - это летательные аппараты, способные осуществлять вертикальный взлет и посадку (как это делают вертолеты) и длительный высокоскоростной горизонтальный полет, характерный для обычных самолетов.

Поскольку АВВП не являются ни вертолетами, ни самолетами в полной мере, то в процессе их проектирования возникают трудности, связанные с многообразными вариантами схемных решений и резко различающимися режимами полета. Эти особенности следует учитывать при создании математических моделей, описывающих функционирование и существование АВВП.

Хотя этап технических предложений (предэскизного проектирования) по объему выполняемых работ, стоимости и временным затратам составляет не более 10% общих затрат, вместе с тем принимаемые здесь технические решения оказывают решающее влияние на судьбу проекта. При этом этап предэскизных разработок является наиболее слабо формализованным.

Актуальность темы исследований определяется необходимостью совершенствования летательных аппаратов вертикального взлета и посадки, повышения эффективности воздушных транспортных перевозок, которые непосредственно связаны с выбором оптимальных параметров проектируемых АВВП.

ЯН

ЩжШЩШ кЯМ

120(10 9010

РЁ УМ)

И»М1 о в самолеты

1

Х.АВВП

-вертолет >1

1 / В

2'Н) ьОО

V \ КМН

Рис. 0.1. Области применения вертикально взлетающих аппаратов и самолетов.

Цель исследования

Целью данной работы является выбор оптимальных весовых и проектных параметров и исследование их влияния на летно-технические характеристики АВВП с ПНТВ на этапе предварительного проектирования.

Научная новизна

- Разработана методика и алгоритм выбора основных проектных параметров (ОПП) АВВП;

- Рассмотрена логика и технология выбора ОПП АВВП на этапе предэскизного проектирования;

- Получено аналитическое решение задачи оптимизации основных проектных параметров АВВП с помощью метода неопределенных множителей Лагранжа;

- Произведена оценка влияния проектных параметров на летно-технические характеристики летательных аппаратов с вертикальным взлетом и посадкой.

Практическая ценность

Предложена методика выбора оптимальных проектных параметров и технических характеристик АВВП, являющаяся достаточно универсальной для данного класса аппаратов и отражающая многоуровневый, итерационный и оптимизационный характер процесса проектирования на этапе технических предложений. Разработана программа для ЭВМ, позволяющая проводить оптимизацию проектных параметров и исследовать их влияние на летно-технические характеристики АВВП.

За последние десятилетия было предложено и реализовано большое разнообразие конструкций и типов АВВП. Те из них, которые были доведены до стадии летных испытаний доказали практическую осуществимость разнообразных технических идей (XV-15 Белл, Доук У2-4БА, Белл ХС-142А, Вертол Уг-2, Хиллер Х-18, Канадэр СХ-84) [29, 40, 9, 69, 52,78,19].

Одним из путей создания АВВП, имеющих высокую эффективность на вертикальных и горизонтальных режимах полета, является применение поворотных несуще-тянущих винтов при жестко зафиксированном крыле. Этот тип АВВП и явился предметом данной диссертационной работы.

Летательные аппараты вертикального взлета и посадки с ПНТВ имеют на режиме висения достаточно высокую удельную тягу винтов (тягу, приходящуюся на единицу потребляемой мощности). Они отличаются наиболее высокими характеристиками топливной эффективности (количество километров полетного пути, приходящееся на 1 кг потраченного топлива) и удельной производительности (произведение массы груза на скорость полета, отнесенное к массе пустого аппарата). Сравнительный анализ этих характеристик для различных типов АВВП приведен на рис. 0.2 [70].

На АВВП с ПНТВ при полете на уровне моря на крейсерской скорости 370-415 км/ч можно получить значение аэродинамического качества К = СХ/СУ порядка 8 единиц. С ростом высоты (более 3000м) и скорости полета (свыше

ПК н

1 у//А щ / у ч X гл ш \ 1

150 5()0

000 у300

40141

ИП >00 ЧХХ) 50000 1 гм!р\ НЛ киш Па

Рис. 0.2 Сравнительный анализ характеристик различных типов АВВП: в - вертолет; ■ - вертолет с крылом;

А - АВВП с поворотными винтами; А - АВВП с поворотным крылом;

• - АВВП с поворотными движетелями "винт в кольце";

- АВВП с подъемно-маршевыми вентиляторами.

550 км/ч) аэродинамическое качество заметно улучшается и может достигать 8 - 10. За счет большего аэродинамического качества АВВП с ПНТВ будут иметь значительно меньшие километровые расходы топлива, чем вертолеты.

Анализ современного уровня работ в области проектирования скоростных АВВП с ПНТВ показывает, что хороший пропульсивный КПД винтов и, следовательно, высокая экономическая эффективность выполнения ими полетных заданий могут быть достигнуты в диапазоне скоростей до 700 -750 км/ч. Предполагается, что АВВП с ПНТВ в будущем смогут достигнуть скорости полета 800 - 1000 км/ч. [70].

Управление АВВП с ПНТВ на режимах вертикального взлета и посадки при вертикальном положении осей винтов осуществляется изменением общего шага (канал высоты), дифференциальным изменением шага винтов (крен), наклоном вектора тяги обоих винтов (тангаж) и дифференциальным изменением продольного циклического шага винтов для управления курсом JIA. При переходе на крейсерский режим полета используется обычное самолетное управление и изменение пропульсивной силы винтов. Путевое управление обеспечивается вертикальным рулем, изменение тангажа - рулем высоты, а крен контролируется флапейронами крыла (комбинация щитков-закрылков и элеронов).

Подобно вертолетам АВВП с ПНТВ обладают на режиме висения хорошими характеристиками управляемости, обеспечивающими возможность зависания при сильных порывах ветра. Так как аппараты вертикального взлета и посадки в основном неустойчивы на режиме висения (как и вертолеты), то на них предусмотрено искусственное демпфирование и достаточная эффективность органов управления, чтобы обеспечить необходимые качества управляемости.

В настоящее время среди западных стран ведущей в разработке АВВП с ПНТВ является США. Фирма Bell начала исследования в этой области в 1950-х и годах (аппарат XV-3), более активно - с конца 1970-х годов, опираясь на опыт разработки и первые результаты летных испытаний аппарата XV-15 [9].

В 1960-х годах проекты военных и пассажирских АВВП с ПНТВ стали разрабатываться и другими фирмами США, а также Англии, Франции и ФРГ [18, 19, 20, 37].

После того, как были достигнуты определенные успехи в ходе летных испытаний экспериментального АВВП XV-15, в США, а в дальнейшем и в Западной Европе, начался новый этап исследований аппаратов вертикального взлета и посадки с поворотными винтами, который завершился созданием V-22 "Osprey" [29, 40]. Создание и успешные летные испытания V-22 существенно стимулировали интерес потенциальных заказчиков к проектам АВВП (основные летно-технические характеристики проектов представлены в табл. 0.1). В частности, в Западной Европе в 1986г. фирмы Aerospaciale, Aeritalia, Agusta, CASA, Westland и MBB приступили к разработке пассажирского (15-20 человек) АВВП с поворотными винтами, получившего обозначение EUROFAR (European Future Advanced Rotocraft) [19]. В последние годы фирмы Bell и Agusta успешно работают над 7-местным административным АВВП ВА.609 [39].

Из опубликованного NASA и FAA обзора перспектив применения гражданских АВВП следует такой основной вывод: АВВП может существенно дополнить существующую авиационную транспортную систему в трех направлениях: междугороднее сообщение «городской район - городской район», междугородское сообщение «деловой центр - деловой центр», сообщение между городами и узловыми аэропортами.

Применение АВВП для пассажирских перевозок позволит разгрузить переполненные пассажирами аэропорты и, что очень важно, сохранить в XXI веке без изменений размеры существующих центральных аэропортов. Поскольку гражданские АВВП будут летать в диапазоне высот 3000-7500 м, они не должны мешать полетам дальних самолетов, а примерно одинаковая

Таблица 0.1

Летно-технические характеристики разработанных и проектируемых АВВП.

Марка Характеристика ХС-142А СХ-84 Канадэр XV-15 TW-68 EUROFAR V-22 Ос при ВА.609

Тип АВВП ПК ПК ПНТВ ПК ПНТВ ПНТВ ПНТВ

Взлетная масса, кг 17000 5715 5895 6323 12970 21545 7265

Полезная нагрузка, кг 3630 1050 880 6800 6805 2500

Макс, скорость, км/ч 658 517 625 580 555

Крейс. скорость, км/ч 408 418 580 550 550 509 510

Стат. потолок, м 1830 2000 1220 1220

Динам, потолок, м 7620 9000 7500 7620

Дальность, км 370 547 760 1770 930 2225 1390

Кол. и мощность двигателей 4 х 2850 л.с. 2 х 1500 л.с. 2 х 1550 л.с. 4 х 500 л.с 2 х 3000 л.с. 2 х 6150 л.с. 2 х 1925 л.с.

Уд. нагрузка на мощность двигателей, Н/Вт 0,079 0,05 0,05 0,168 0,057 0,046 0,05

Размах крыла, м 20,6 10,16 10,72 10,9 13,1 14,02 10,0

Диаметр винтов, м 4,72 4,27 7,62 5,0 10,0 11,58 7,9

Уд. нагрузка на винт, Па 2383,8 1962 632,7 1580,4 810,3 1903,1 728,9

Кол-во лопастей 4 4 3 5 4 3 3

Год первого полета 1964г. 1969г. 1977г. проект проект (1986г.) 1989г. проект крейсерская скорость полета этих ЛА упростит управление их воздушным движением. Малый шум, возможность захода на посадку и взлета по крутой траектории сделают возможным использование этого типа ЛА в густонаселенных районах.

Прогнозируемый американскими специалистами объем производства пассажирских АВВП составляет 4200 единиц до 2010 г. [70]. Из них около 2300 машин будет использоваться на высокоинтенсивных маршрутах в США, Западной Европе и Японии. Предполагается, что большая часть машин на этих маршрутах будет местного типа. Следующим классом являются административные АВВП на 15-25 мест (650 ед.). Несколько меньший рынок будут иметь АВВП для разработки природных ресурсов (520 ед.).

Ожидаемое число АВВП для применения на малонагруженных транспортных маршрутах составит 550 ед., число легких JIA (8-местные аппараты) - может достичь 500 ед.

Перечень возможных областей гражданского применения аппаратов вертикального взлета и посадки включает в себя:

• пассажирские и транспортные перевозки;

• поисковые и спасательные работы;

• медицинское обслуживание, административные полеты;

• перевозки на морских нефтепромыслах;

• охрана порядка, борьба с контрабандой;

• борьба с пожарами и др.

Области военного применения АВВП столь же обширны, как гражданского. В их перечень входят:

• транспортные перевозки и десантно-транспортные операции;

• поисково-спасательные и разведывательные операции;

• операции радиопротиводействия, электронной разведки;

• операции поддержки войск (штурмовики);

• борьба с воздушным противником (истребители, действующие против АВВП, самолетов или вертолетов противника);

• специальные операции при действии в глубоком тылу противника;

• борьба с подводными лодками противника.

Эффективность использования аппаратов вертикального взлета и посадки на всех указанных видах военных операций, так же как и в областях гражданского применения, обусловлена возможностью вертикального взлета и посадки на неподготовленной площадке ограниченного объема, возможностью висения и полета в очень широком диапазоне скоростей, т.е. сочетанием лучших качеств вертолета и самолета.

Вопросам проектирования АВВП посвящено относительно небольшое число работ. Наиболее известными из отечественных являются работы профессора Ф.П. Курочкина [23, 24]. Это наиболее полные работы, посвященные эскизному проектированию АВВП. В них рассмотрены особенности аэродинамических схем, весовых характеристик и конструкций при различных составах силовых установок: винтовых, вентиляторных и реактивных. Приведены методы расчета специфических режимов полета.

Значительная часть исследований в области АВВП связана с аэродинамикой несущих винтов. Это прежде всего относится к работам Юрьева Б.Н. [53], Летникова В.Б. [25], Бравермана A.C. и Летникова В.Б. [6], диссертационной работе Аникина В.А. [1], работам Тарасова H.H. [42, 43, 44]. В работе Шайдакова В.И. и Маслова А.Д. [49] предложены методики и алгоритмы аэродинамического проектирования лопастей воздушных винтов, рассматриваются подходы к проектированию воздушных винтов.

Работа Лисейцева Н.К. и Максимовича В.З. [26] посвящена расчету взлетной массы и выбору основных параметров самолета вертикального взлета и посадки. В ряде работ анализируются конкретные технические проекты АВВП [9, 29, 30, 36, 41, 52, 69, 78]. Технико-экономический анализ характеристик пассажирских СВВП рассмотрен в работе «Исследования технико-экономических характеристик пассажирских СВВП» [20].

Вместе с тем, не умаляя важность проведенных авторами исследований, в этих работах не дается последовательность работ, выполняемых на этапе технических предложений, которую мы назовем логикой проектирования. Эта фаза проектирования является достаточно важной, в то же время в этот период имеется ограниченный набор исходных данных для определения оптимальных параметров аппарата. Кроме того, те исходные данные, которые известны, недостаточно точны, т.е. известны с высокой степенью неопределенности. Вместе с тем этот этап является важным, т.к. определяет судьбу проекта: слишком осторожный выбор проектных решений может привести к тому, что аппарат по техническим характеристикам окажется устаревшим к моменту реализации, с другой стороны, завышенные оценки возможностей производства могут сделать проект невозможным.

Особенность поставленной в данной работе цели заключается в том, что существует немного теоретических работ, связанных с выбором параметров и логикой процесса их проектирования на этапе предэскизных разработок, однако, совершенно неисследованным вопросом является вопрос о логике и технологии автоматизированного проектирования АВВП на начальном этапе разработки, т.е. когда речь идет о последовательности работ, составе данных и статистике, вовлекаемых в процесс проектирования на каждом его шаге. Кроме того, отсутствуют достаточно простые и универсальные математические модели, устанавливающие связь между исходными данными, проектными параметрами, а также характеристиками АВВП и параметрами траектории.

Целью данной работы является выбор оптимальных весовых и проектных параметров и исследование их влияния на летно-технические характеристики АВВП с ПНТВ на этапе предварительного проектирования.

Для достижения поставленной цели в работе решались следующие задачи:

1. Выбор и обоснование критериев оптимизации.

2. Разработка математических моделей, описывающих:

A) условия существования АВВП, устанавливающие связь между критерием оптимизации и проектными параметрами (1111);

Б) систему уравнений возможности, устанавливающие связь между ЛТХ и основными проектными параметрами (ОПП);

B) математические модели, позволяющие рассчитать массово-геометрические и энергетические характеристики АВВП.

3. Разработка логики и технологии выбора ОПП и процедуры параметрического анализа для оценки влияния ОПП на ЛТХ с помощью ЭВМ.

4. Выбор математического метода численной оптимизации для выполнения заданных целей.

5. Параметрический анализ влияния проектных параметров на летно-технические характеристики АВВП.

Для исследования влияния ОПП на летные и технические характеристики АВВП была построена схема процесса автоматизированного проектирования АВВП. Процесс проектирования носит многоуровневый, итерационный и оптимизационный характер, когда на основе исходных данных (масса полезной нагрузки, дальность и скорость полета, статический и динамический потолок) рассчитываются ЛТХ и массовая сводка. Для того чтобы организовать такой процесс была разработана логика и технология проектирования АВВП с помощью ЭВМ. В качестве весовых исходных данных использовались статистические зависимости, основанные на опыте проектирования самолетов и вертолетов, т.к. отдельные элементы конструкции АВВП идентичны их аналогичным элементам, а также весовые формулы, полученные для элементов

АВВП с учетом особенностей их работы [15, 16, 23, 24, 28, 31, 50, 51]. Аэродинамические характеристики АВВП (удельные нагрузки на крыло, винт и на единицу мощности силовой установки; окружная скорость концов лопастей, заполнение винта, геометрия лопасти) рассчитывались на основе исследований Шайдакова В.И., Курочкина Ф.П., Тарасова H.H., Летникова В.Б., Аникина В.А. [1, 23, 24, 25, 42, 43, 44]. Винты выбирались из условия удовлетворения двум основным режимам полета - взлета и крейсерского полета, а также с учетом ограничений. Удельные характеристики ГТД (удельная масса, удельный расход) задавались на основе статистических математических моделей двигателей [27]. Процесс проектирования содержит 3 уровня или 3 итерационных цикла.

Первый цикл - цикл по статистическим коэффициентам, заключающийся в согласовании массовых, геометрических и энергетических характеристик по уровням проектирования. Необходимость введения такого цикла связана с тем, что перед началом проектирования значения коэффициентов, характеризующих отдельные части конструкции, известны недостаточно точно и эти коэффициенты уточняются на следующем более детальном уровне. Работа цикла продолжается до тех пор, пока значения задаваемых и получаемых статистических коэффициентов не совпадут с заданной точностью.

Второй цикл - цикл оптимизации, подразумевает вариацию основных проектных параметров с помощью методов оптимизации для получения экстремального значения выбранного критерия оптимизации.

Третий цикл. По окончании процедуры собственно проектирования проводится моделирование движения аппарата по основным участкам полета. При этом получаемые параметры движения сравниваются с заданными техническими требованиями. Если требования не удовлетворяются, то вводится поправка в характеристики спроектированного аппарата.

В диссертации был рассмотрен вопрос о возможности получения аналитического решения задачи выбора ОПП АВВП. Оказалось, что при определенном виде уравнений, входящих в состав математической модели, получение аналитического решения возможно. В случае получения аналитического решения логическая схема автоматизированного проектирования видоизменяется так, что остаются только 2 итерационных цикла: один - по уточнению статистических коэффициентов, а другой - по исходным данным. Как показали численные эксперименты, аналитическое решение существенно сокращает количество промежуточных вычислений и ускоряет процесс получения окончательного решения.

Разработанная в диссертации технология получения массовых, энергетических и летных характеристик АВВП позволяет не только определять оптимальные параметры, но и исследовать их влияние на летно-технические характеристики, а также предвидеть направления совершенствования АВВП.

Структура и объем диссертационной работы. Диссертация состоит из введения, пяти глав, заключения и библиографического списка. Объем работы составляет 131 страницу, включая 16 рисунков и 14 таблиц. Список литературы содержит 81 наименование.

Заключение.

1. Предлагаемая методика на этапе предэскизного проектирования позволяет сузить область проектных параметров, которые на последующих этапах проектирования должны быть проработаны более подробно.

2. Использование в работе метода неопределенных множителей Лагранжа дает возможность получить аналитические зависимости основных проектных параметров (ОПП) от летных характеристик, а также зависимость оптимального значения критерия от величин ОПП, что позволяет существенно сократить время расчетов и увеличить количество исследуемых параметров и вариантов.

3. Разработанная технология получения массовой сводки, летных и энергетических характеристик АВВП позволяет не только определять оптимальные характеристики, но и исследовать влияние параметров на летные и технические характеристики, а также определять рациональные направления совершенствования АВВП.

4. Аналитические выражения, полученные при анализе движения АВВП позволяют анализировать влияние проектных параметров на летные характеристики, не прибегая к численному интегрированию уравнений движения.

5. Достоверность предложенной в диссертации методики определения ОПП и технических характеристик АВВП основывается на применении известного опробированного метода неопределенных множителей Лагранжа, использовании расчетных и статистических зависимостей проектных параметров отдельных агрегатов летательного аппарата и подтверждается сравнением с реальными ЛТХ АВВП У-22 Оспри. Наблюдается удовлетворительное совпадение характеристик.

Предложенная методика выбора ОПП и технических характеристик АВВП является достаточно универсальной для рассматриваемого класса аппаратов. Она отражает многоуровневый, итерационный и оптимизационный

123 характер процесса проектирования JIA с поворотными несуще-тянущими винтами и при доработке может быть использована для аппаратов подобного гипа.

1. Аникин В.А. Выбор параметров несущей системы АВВП с поворотными несущими винтами. Канд. дис. МАИ, 1974.

2. Бауэре П. Летательные аппараты нетрадиционных схем. Пер. с англ. -М.: Мир, 1991 320 е., илл.

3. Богданов Ю.С., Михеев P.A., Скулков Д.Д. Конструкция вертолетов. -М.: Машиностроение, 1990.

4. Богданов Ю.С. Анализ и выбор параметров вертолетов н/х применения. М.: МАИ, 1985г.

5. Болховитинов В.Ф. Очерки развития летательных аппаратов. М., Воениздат, 1968.

6. Браверман A.C., Летников В.Б. Расчет некоторых переходных режимов преобразуемых вертолетов, ЦАГИ. Труды НТК по аэродинамике и динамике полета и аэроупругости вертолета, 1979.

7. Братухин И.П. и др. Алгоритмы и программы расчетов при проектировании вертолетов. М.: МАИ, 1978. - 49 с.

8. Вертолеты стран мира. Под ред. В.Г. Лебедя. АО «Редакция журнала «Бумеранг» при участии фирмы «Апрель», 1996.- 226с., ил.

9. Вертикально взлетающий самолет с поворотными винтами Белл XV-15. ОНТИ ЦАГИ, Техн. инф. №574,1982.

10. Вильдгрубе Л.С. Аэродинамические характеристики несущего винта с горизонтальными шарнирами на пропеллерном режиме. ОНТИ ЦАГИ, Труды XI НТК по аэродинамике и динамике полета, 1977.

11. Вильдгрубе Л.С. Вертолеты. Расчет интегральных аэродинамических характеристик и летно-технических данных. М.: Машиностроение, 1977.

12. Влияние эксплуатационных требований на выбор дозвукового вертикально взлетающего аппарата. ОНТИ ЦАГИ, Техн. Инф. № 1, 1967.

13. Глаголев А.Н. Конструкция винтокрылых летательных аппаратов. Выпуск IV. Основы проектирования винтокрылых летательных аппаратов. ВВИАим. Жуковского. Москва, 1970.

14. Далин В.Н, Курочкин Ф.П. Конструирование агрегатов вертолета. -М.: МАИ, 1984.

15. Егер С.М., Мишин В.Ф., Лисейцев Н.К. и др. Проектирование самолетов М.: Машиностроение, 1983 - 616 с.

16. Завалов O.A., Скулков Д.Д. Проектирование вертолета. Методические указания к курсовой работе. М.: МАИ, 1990.- 28с.

17. Иванов А.Н. Некоторые вопросы проектирования преобразуемого вертолета. ОНТИ ЦАГИ, Труды НТК по аэродинамике вертолета, № 109138,1974.

18. Исследование винтовых самолетов вертикального взлета и посадки в США в 70-х годах. ОНТИ ЦАГИ. Обзоры. Рефераты. Переводы. № 606,1981.

19. Исследование пассажирских СВВП с поворотными винтами за рубежом. ОНТИ ЦАГИ, Техн. Инф. № 12, 1988.

20. Исследования технико-экономических характеристик пассажирских СВВП. Труды РИИГА, выпуск № 117, 1969.

21. Исследование проектов вертикально взлетающих самолетов для выполнения специальных задач. ОНТИ ЦАГИ, Техн. Инф. № 13,1991.

22. Кузнецов A.A. Аэрогидродинамика и конструкция летательных аппаратов. 4.1. М.: МАИ, 1969.

23. Курочкин Ф.П. Проектирование и конструирование самолетов с вертикальным взлетом и посадкой М.: Машиностроение, 1977 -224с.

24. Курочкин Ф.П. Основы проектирования самолетов с вертикальным взлетом и посадкой- М.: Машиностроение, 1970 352 с.

25. Летников В.Б. Особенности аэродинамики и динамики полета ЛА с поворотными несущими винтами. Труды 19-го Европейского вертолетного форума, т.1., 1993.

26. Лисейцев Н.К., Максимович В.З. Расчет взлетной массы и выбор основных параметров самолета М.: МАИ, 1990 - 50 с.

27. Масленников М.М., Бехли Ю Г,, Шальман Ю.И. Газотурбинные двигатели для вертолетов. М.: Машиностроение, 1969.

28. Миль М.Л., Некрасов A.B., Браверман A.C., Гродко Л.Н., Лейканд М.А. Вертолеты. Расчет и проектирование. 4.1. Аэродинамика. Под ред. М.Л.Миля. М.: Машиностроение, 1966 456 с. ил.

29. Многоцелевой СВВП JVX фирм Боинг-Вертол и Белл. ОНТИ ЦАГИ, Серия Авиационная и ракетная техника, 1981,21/VI, №1195,1982.

30. Моделирование характеристик управляемости аппарата V-22 на этапе предварительного проектирования. ВИНИТИ АН СССР, Экспресс-информация, серия «Авиастроение», № 48,1989.

31. Некрасов A.B. Общие проблемы проектирования транспортных вертолетов. Учебное пособие. -М.: МАИ, 1984- 84 е., ил.

32. Особенности винтокрылых аппаратов. ОНТИ ЦАГИ. Техническая информация, № 9,1992.

33. Остославский И.В., Стражева И.В. Динамика полета. Траектории летательных аппаратов. -М.: Оборонгиз, 1963.

34. Павленко В.Ф. Самолеты вертикального взлета и посадки М.: Военное издательство министерства обороны СССР, 1966 - 343 с.

35. Программа разработки многоцелевого СВВП JVX с поворотными винтами. ОНТИЦАГИ, Тех. Инф. № 22, 1985.

36. Проектные и экспериментальные исследования винтокрылых аппаратов с поворотными несущими винтами. ОНТИ ЦАГИ. Обзоры. Переводы. Рефераты. № 432, 1973.

37. Программы развития вертикально взлетающих самолетов в ФРГ. ОНТИЦАГИ. Обзоры. Переводы. Рефераты. № 367,1971.

38. Ружицкий Е.И. Анализ развития вертолетостроения за 50 лет. Техническая информация ЦАГИ. Выпуск 1-2. Январь—апрель 1998г. -Стр. 1.

39. Состояние разработки самолета V-22 Оспри и взгляды специалистов на его использование. ВИНИТИ АН СССР, Экспресс-информация, серия Авиастроение, №25,1990.

40. Справочник по зарубежным вертикально взлетающим самолетам. ОНТИЦАГИ., 1965.

41. Тарасов H.H. Расчеты и экспериментальные исследования особенностей аэродинамики вертикально взлетающих аппаратов с поворотными винтами. ТО ЦАГИ, № 5/1725, 1974.

42. Тарасов H.H. Экспериментальное исследование взаимного влияния моделей винтов и планера вертикально взлетающих самолетов споворотными винтами. ОНТИ ЦАГИ, труды X НТК по аэродинамике и динамике вертолета, 1974.

43. Тарасов H.H., Владимиров H.H., Луговцев А.Н., Певзнер Л.М., Земский Б.А. Результаты испытаний поворотного винта вертолета-самолета на режимах висения и крейсерского полета. ОНТИ ЦАГИ, труды XI НТК по аэродинамике и динамике вертолета. 1974.

44. Тищенко М.Н., Некрасов A.B., Радин A.C. Вертолеты. Выбор параметров при проектировании. М.: Машиностроение, 1976 - 368 е., ил.

45. Фихтенгольц Г.М. Курс дифференциального и интегрального исчисления. Т.1. -М.: Физматгиз, 1962.

46. Хафер К., Закс Г. Техника вертикального взлета и посадки М.: Мир, 1985.

47. Шайдаков В.И. Аэродинамический расчет вертолета М.: МАИ, 1988 -48 с.

48. Шайдаков В.И., Маслов А.Д. Аэродинамическое проектирование лопастей воздушного винта. М.: МАИ, 1995 - 67 с.

49. Шейнин В.М. Теория весового проектирования пассажирских самолетов. В кн. «Теория и практика проектирования самолетов», -М.: Наука, 1976.

50. Шейнин В.М. Весовая и транспортная эффективность пассажирских самолетов. -М.: Оборонгиз, 1962.

51. Экспериментальный вертикально взлетающий самолет Белл Х-22А. ОНТИ ЦАГИ, Обзоры, переводы, рефераты, №128, 1965.

52. Юрьев Б.Н. Аэродинамический расчет вертолета. М.: Государственное издательство оборонной промышленности, 1956 -559 с.

53. Позднякова Н.И. Аналитическое выражение для дальности горизонтального полета АВВП. Уравнение существования для схемы АВВП с несущими винтами и пропеллером. М.: / МАИ М., 1996.-Дел. В ВИНИТИ 05.09.96 - №2770-В96

54. Позднякова Н.И. Аналитическое интегрирование уравнений движения АВВП на участке разгона до скорости Vmax с набором высоты Нмарш. / МАИ М., 1996,- Дел. В ВИНИТИ 05.09.96 - №2771-В96

55. Позднякова Н.И. Выбор основных параметров аппаратов вертикального взлета и посадки (АВВП) народнохозяйственного применения с помощью неопределенных множителей Лагранжа. Международная конференция вертолетного общества. 1996г.

56. Позднякова Н.И. Особенности нагружения лопастей несущего винта вертолета. Тезисы доклада в кн. "Актуальные проблемы авиастроения" межреспубликанскиие туполевские чтения студентов. Казань 1992 г.

57. Позднякова Н.И. Выбор основных проектных параметров АВВП с поворотными несуще-тянущими винтами. Труды 7-ых научных чтений, посвященных памяти академика Б.Н. Юрьева. 10-12 ноября 1999 г. (в печати).

58. Bell proposes tilt-rotor off-shore transport. Flight International, 1980, #117, 26/1, p. 216, 226.

59. Bell Designing tilt-rotor craft with internal engines. Aviation week and Space technology, 1984, v. 120,16/1, № 3, p. 158

60. Briganti G. Europe's tilt-rotor' the gauntlet is taken up. Rotor and Wing International, 1987, v.121, VI, № 7, p.28,29.

61. Company stressing uses of tilt-rotor technology. Aviation Week and Space Technology, 1981, v.114, 8/VI № 23, p.298,299, 301.

62. Gold I. Inclined planes. Flight Int., 1987,132, № 4081

63. Harvey P. Osprey (nee JVX) nears full scale development decision in June as the project continues refinement process. Rotor and Wing International, 1985, v.119, V., № 5, p.59, 61.

64. Hanley A. Gambit for Civil tilt-rotor. Aerospace America, 1986, v.24,1, № 1, p.22, 24.

65. Kocks k. A US civil tilt-rotor: in the gauntlet thrown? Rotor and Wing International, 1987, v.121, VI, № 7, p. 30-32.

66. Lambert M. Bell tilt-rotor: the next V/STOL? Flight International, 1980, v. 117, 9/II, № 3699, p. 381-386, 412.

67. Lambert M. V-22 Osprey: the aircraft for all seasons. International Aerospace Review, 1985, v.40, XII, № 12, p. 1321-1323.

68. Lichten R.L., Mertens J.R. Etude et realization d'un aeronet a decollage et atterrissage vertical a voilure fixe et propulsion par rotor helices inclinables. Techn. Et Science aeronautiques, 1959, №4. Обзор исследований фирмы Белл по самолету XV-15.

69. Loewy R.G. Aeroelasticity and tiltrotor VTOL aircraft. Vertiflite, 1992, 38, № 3, p. 53-66.

70. Проблемы аэроупругости аппарата с поворотными несущими винтами. ВИНИТИ АН СССР, Экспресс-инф., серия Авиастроение, № 17,1993.

71. Navy said to agree that V-22 weight can be cut by 2,205 pounds. Aerosp. Daily, 1991,160, № 48, p. 399-400.

72. Press J.M. Prepare for the 21st century the 1987 Alexander A. Nikolsky Lecture. Aneer. Helicopter. Soc., 1987, № 3.

73. Rosentahl G, Krone N.Y., Garus R.A. A special mission V/STOL transport aircraft study (AIAL Paper № 4477), 1988.

74. Ruscello A. Conceptual design and analysis a special operations transport. Vertiflite., 1992, 38, № 3.