автореферат диссертации по информатике, вычислительной технике и управлению, 05.13.12, диссертация на тему:Метод оптимизации расстановки датчиков при автоматизации акустических испытаний

рукописи

ОРДИН АЛЕКСЕЙ ВЯЧЕСЛАВОВИЧ

МЕТОД ОПТИМИЗАЦИИ РАССТАНОВКИ ДАТЧИКОВ ПРИ АВТОМАТИЗАЦИИ АКУСТИЧЕСКИХ ИСПЫТАНИЙ

Специальность 05.13.12. «Системы автоматизации проектирования» (отрасль - авиационная и ракетно-космическая техника)

Автореферат диссертации на соискание ученой степени кандидата технических наук

1 2 ДЕК 2013 005543705

Москва 2013 г.

005543705

Работа выполнена на кафедре «Инженерная графика» в Московском авиационном институте (национальном исследовательском университете)

Научный руководитель:

кандидат технических наук, А.В. Рипецкий

Официальные оппоненты:

Профессор кафедры «Проектирование самолетов» Московского авиационного института, доктор технических наук, О.С. Долгов;

Руководитель департамента Дженерал Электрик, кандидат технических наук А.Б. Аведьян.

Ведущее предприятие: ОАО «Авиационный комплекс им. С. В. Ильюшина»

Защита состоится27 декабря 2013 г. в 15часов 30 минут на заседании диссертационного совета Д212.125.13 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 двух экземплярах, заверенный печатью, по указанному выше адресу.

Для участия в заседании диссертационного совета необходимо заблаговременно заказать пропуск по тел. (499)158-45-

С диссертацией можно ознакомиться в библиотеке Московского авиационного института.

С авторефератом диссертации можно ознакомиться на сайте ВАК РФ по адресу http://vak.ed.gov.ru. Автореферат диссертации размещен на сайте ВАК РФ «25» ноября 2013 г

Автореферат разослан 26 ноября 2013 г.

Ученый секретарь диссертационного Совета Д212.

91.

кандидат технических наук, про

ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА РАБОТЫ

1. Актуальность проблемы.Стадия летных испытаний самолета является неотъемлемым и важным этапом ввода его в эксплуатацию, поддержания его летной годности в процессе эксплуатации. Одним из важных этапов испытаний самолета являются акустические замеры в полете с целью определения уровня звукового давления, действующего на самолет и оценки его ресурсных характеристик по условиям акустической прочности.

Опытные исследования акустических воздействий, проводимые на специализированных стендах, и в ходе наземных и летных испытаний, как правило, оказываются дорогостоящими, трудоемкими и длительными. Модельные стендовые испытания не всегда позволяют воссоздать необходимые нагрузки. Кроме того, в условиях эксперимента исследуемые области конструкции не всегда могут быть должным образом оснащены измерительными приборами, вследствие чего не могут быть получены полные данные пространственного распределения измеряемых параметров.

Для проведения стендовых экспериментов необходимо строительство сложных инженерных сооружений или даже комплексов.

Одним из рабочих подходов в промышленности на текущий момент является сравнение результатов математического моделирования и натурных испытанийи комбинация данных методов в рамках принятого доверительного интервала.

Однако при установлении требований к аппаратуре авиационной техники по вибрационным нагрузкам за основу принимают результаты измерений на объекте, как наиболее близко отражающие условия эксплуатации конкретного изделия.

На этапе проектирования летательных аппаратов требования по условиям эксплуатации аппаратуры задают по результатам измерений на объектах-прототипах, а при отсутствии результатов измерений, параметры виброакустических нагрузок устанавливают расчетными методами с использование алгоритмов, приведенных ниже.

Современная концепция управления жизненным циклом изделия подразумевает поэтапную автоматизацию всех стадий цикла разработки, производства и эксплуатации изделия. Автоматизация планирования и проведения эксперимента также является неотъемлемой частью автоматизации проектно-конструкторских работ. В части организации и проведения акустических экспериментальных исследований можно отметить существующую высокую трудоемкость его проведения из-за наличия ряда факторов:

- ограниченность времени установки микрофонов для замеров акустического поля;

- записывающая аппаратура требует высокой квалификации оператора, производящего контроль замеров акустического поля;

- микрофоны требовательны к соблюдению технологии их установки на летательный аппарат.

Пристальное внимание к колебаниям, вызванных акустическим воздействием, в последнее время объясняется потребностью в более точной оценке ресурса планера самолетов различных типов. Сложность обеспечения акустической прочности гиперзвуковых самолетов связана с высокими нагрузками и применением внешней теплоизоляции, состоящей из материалов с низкими прочностными свойствами.

Проведенный анализ рынка систем автоматизированного проектирования (САПР) показал практическую неприменимость предлагаемых программных продуктов для выполнения консервативной оценки при решении проектных задач в области акустических исследований на стадиях летных испытаний.

Актуальность проблемы и возможность ее решения на новом техническом уровне обусловили выбор темы настоящего исследования. Объективно существующие противоречия между повышением качества измерительных работ, сокращением сроков испытаний и снижением материальных затрат привели к необходимости поиска новых методов и средств автоматизации проведения акустических испытаний самолета. Решение данной задачи потребовало разработки новых программных продуктов, позволяющих в минимальные сроки рассмотреть множество альтернативных компоновочных решений оснастки акустического эксперимента и оценить их влияние на подготовку и проведение испытаний самолета. В результате, соискателем была создана автоматизированная система анализа компоновочных решений технологической оснастки акустического эксперимента самолета, испытывающего широкополосные нагрузки в акустическом диапазоне частот, которая сокращенно была названа автором как автоматизированная система акустического расчета технологической подготовки летного акустического эксперимента (АСАРТП ЛАЭ), решающая перечисленные задачи в соответствии с предъявляемыми требованиями.

Теоретической и методологической основой исследования стали фундаментальные труды по проблемам авиационной акустики, к которым относятся работы ведущих специалистов

ЦАГИ (А. Г. Мунина, В. А. Максимова, В. Г. Дмитриева, Е. А Леонтьева, В. Е. Квитки, А. М. Мхитаряна, В. Ф. Самохина, Р. А. Шипова, И. С. Загузова и др.).В частности, в работах А. Г. Мунина и В. Е. Квитки рассмотрены проблемы воздействия авиационного шума на окружающую среду и человека, указаны основные источники шума самолетов, дана физическая картина шумообразования. В этих работах также рассмотрены различные способы снижения шума самолетов, изложена методология прогнозирования акустической обстановки в зоне аэропортов, учитывающая динамику парка самолетов и интенсивность их эксплуатации. В работе А. М. Мхитаряна приведено описание математических моделей, которые позволяют осуществить выбор оптимального управления самолетом, обеспечивающего минимальные уровни шума. Важной основой при разработке математических моделей воздушной атмосферы, акустики неоднородной движущейся среды стали труды Д. И. Блохинцева, JI. М. Бреховских и О. А. Година, в которых рассматриваются вопросы акустики слоистых сред.

Помимо работ в области авиационной акустики, в основу исследования положены фундаментальные труды, посвященные вопросам систем автоматизации проектирования, к которым относятся работы авторов: И.П. Норенков, В.В. Липаев, А.И. Петренко, Б.Я. Советов, С.А. Яковлев A.M. Молчанова, М.А. Щербакова, Д.С. Янышева, М.Ю. Куприкова, Л.В. Быкова, и зарубежных авторов Кунщоо Лее, Виктор ЛопезЯуеро, Франциско МонтероСимарро, ЁсеПасцуал Молина Массо, ЭанВандердонцкт и др. А также труды по планированию эксперимента авторов: Г.И. Красовский, Г.Ф. Филаретов, A.C. Нинул, Ю.П. Адлер, Е.В. Маркова, Ю.В. Грановский, в которых рассматриваются вопросы планирования эксперимента и оптимизации целевых функций.

Анализ работ показал необходимость тесной интеграции наработок в области теоретической аэроакустики, автоматизированного формирования компоновки оснастки акустического эксперимента самолета и результатов экспериментальных исследований для дальнейшего повышения качества принятия технических решений на этапах эксплуатации самолета и создания современных прикладных пакетов САПР подготовки акустического эксперимента самолета.

2. Целью работы является разработка научно-методического обеспечения САПР для автоматизации проведения акустических испытаний самолета.

Достижение поставленной цели диссертационной работы

осуществлено путем решения следующих задач:

- выявление места и состава задач акустического эксперимента в рамках жизненного цикла самолета (ЛА);

- проведение сравнительного анализа вычислительных методов авиационной акустики;

- разработка новых и модификация существующих математических моделей и алгоритмов расчета отклика панелей и элементов планера самолета на внешнее акустическое воздействие;

- разработка метода оптимизации расположения датчиков при автоматизации акустических испытанийсамолета и автоматизация определения мест установки средствами математического;

- разработка алгоритмов и программного обеспечения САПР для акустического эксперимента, интегрированного со средствами геометрического моделирования (СГМ);

- верификация разработанного программного обеспечения на предмет корректности получаемых результатов и применимости на стадиях эксплуатации;

- выполнение проектных исследований и выработка рекомендаций инженеру-испытателю.

3. Методика исследования. Объектом исследования является разработка научных основ построения средств САПР акустического эксперимента самолета.

Предметом исследования является метод автоматизации размещения технологической оснастки для замеров уровня акустического давления.

Декомпозиция задач, разработка моделей и алгоритмов САПР базируются на принципах системного подхода. Выявление рациональных конструктивно-компоновочных решений

осуществлено на основе моделирования с помощью формально-эвристических процедур. Математическая задача отыскания рациональных значений параметров поставлена как задача многокритериальной дискретной оптимизации.

4. Научная новизна диссертации заключается в разработке научно-методического обеспечения САПР, включающего метод оптимизации расстановки измерительной аппаратуры при автоматизации акустических испытаний для получения достоверных результатов замеров уровня акустического давления. В ходе работы были получены следующие новые результаты:

-разработано научно-методическое обеспечение САПР для

оптимизации расстановки датчиков при автоматизации

акустических испытаний; -разработан и апробирован вычислительный комплекс, базирующийся на решении обратной задачи отклика конструкции на случайную акустическую нагрузку; -разработан метод оценки необходимого количества датчиков-микрофонов с учетом площади и геометрических параметров поверхности и действующего уровня акустического давления при моделировании крейсерского полета самолета. 5. Практическая ценность.

1. Разработанный метод оптимизации расстановки датчиков-микрофонов при автоматизации акустического эксперимента позволил повысить достоверность замеров суммарного уровня акустического давления «белого шума» за счет предварительного поиска мест установки измерительного оборудования средствами математического моделирования;

2. Разработанный метод автоматизации акустического эксперимента использован в созданной автором автоматизированной системе анализа компоновочных решений технологической оснастки акустического эксперимента самолета.

3. Разработанный программный комплекс позволяет использовать значения напряжений от высокочастотной нагрузки для оценки акустической нагруженности современных и перспективных компонентов планера самолета.

4. Внедрение разработанного программного комплекса привело к сокращению времени проведения акустического эксперимента в 2 раза и уменьшению затрат на проведение эксперимента на 25%, а также обеспечило существенное повышение качества проектно-конструкторских работ за счет предварительного анализа результатов тензометрии перед проведением акустических испытаний в интерактивном режиме работы системы.

Программный комплекс является современным инструментом проектировщика-исследователя и предназначен для выработки технических рекомендаций по проектированию самолетов нового поколения.

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

6. Достоверность результатов обеспечивается тестированием программного комплекса при расчете реальных компоновок самолетов и сопоставления их с результатами летных акустических испытаний. Отклонение характеристик физических и математических моделей не превышает 5%, что соответствует заданным техническим требованиям и обеспечивает получение достоверных результатов.

7. На защиту выносится;

Научно-методическое обеспечение САПР для оптимизации расстановки датчиков при автоматизации акустических испытаний.

Метод оценки необходимого количества датчиков-микрофонов с учетом площади и геометрических параметров поверхности и действующего уровня акустического давления при моделировании крейсерского полета самолета.

8. Внедрение результатов работы.Разработанный метод оптимизации расстановки датчиков при автоматизации акустических испытаний, а также алгоритмы и программный комплекс АСАРТП ЛАЭ, внедрены в ОАО «Авиационный комплекс им. С. В. Ильюшина», ОАО «РСК «МиГ»», в подразделении «Хруничев-Телеком»,что подтверждается соответствующими актами о внедрении.

9. Апробация работы.Результаты исследований выносились на обсуждение на следующих научно-технических конференциях, форумах, тематических семинарах:

- 2-я Всероссийская научно-техническая школа-семинар «Аэрокосмическая декада» (Московский Авиационный Институт (национальный исследовательский университет), г. Вятичи, 2009;

- Х1Слет молодых специалистов ОАО «Ил», 2011 г.;

- «Аэрокосмическая декада», г. Алушта (Московский Авиационный Институт (национальный исследовательский университет)), 2012г.;

-IV Всероссийский межотраслевой молодёжный научно-технический форум «Молодёжь и будущее авиации и космонавтики - 2012» (Московский Авиационный Институт (национальный исследовательский университет), 2012 г;

- 9-я международная научно-практическая конференция «Настоящие исследования и развитие - 2013» (Софийский университет), 2013г..

10. Результаты работы опубликованы в шести ведущих периодических изданиях, входящих в перечень ВАК РФ[2-81.

О перспективности темы исследования свидетельствуют диплом 2й степени от ОАО «Объединённая авиастроительная

корпорация» на всероссийском межотраслевом молодёжном научно-техническом форуме «Молодёжь и будущее авиации и космонавтики -2012».

11. Структура и объем диссертационной работы.

Диссертационная работа состоит из введения, четырех глав, выводов, заключения, библиографического списка (103 работы отечественных и зарубежных авторов) и приложения. Общий объем диссертации - 126 страниц, включая 12 таблиц и 46 рисунков.

СОДЕРЖАНИЕ РАБОТЫ

Во введении кратко изложены основные положения, обосновывающие актуальность темы диссертационной работы. Сформулированы цели работы и задачи, поставленные для достижения перечисленных целей. Кратко изложены новые научные результаты, полученные автором лично, и обоснована достоверность полученных результатов. Перечислены положения, выносимые на защиту, сведения об апробации и основных публикациях, содержащих результаты работы. Приведены сведения о структуре и объеме диссертации. Проведен анализ состояния проблемы подготовки и проведения акустического эксперимента как стадии жизненного цикла самолета (рисунок 1), сформулирована цель исследования, дана общая

Рисунок 1 - Управление жизненным циклом самолета

В первой главе Приведены результаты аналитического обзора публикаций в открытой печати, посвященные теоретическому описанию акустического нагружения самолета.

В первой главе проведен анализ современного рынка САПР (рисунок 2) и выработаны критерии оценки применимости существующих программных продуктов для решения задач

авиационной акустики: время подготовки модели к расчету, скорость расчета, точность расчетных методов, полнота / качество представления результатов, наличие предметной базы данных, решение задач оптимизации, степень интеграции с системами геометрического моделирования, требования к квалификации пользователя, решение задач оптимизации расстановки датчиков при автоматизации акустических испытаний.

На основании приведенных критериев разработана комплексная система оценки применимости систем инженерного анализа (САЕ) для решения задач акустики самолета на этапе концептуального проектирования. Из результатов сравнительного анализа по данной системе можно сделать вывод, что среднее значение суммарной оценки составляет 57% от максимально возможного значения для прогнозирования уровня акустического давления. Ни один из существующих программных комплексов не позволяет обеспечить автоматизацию подготовки акустического эксперимента. Это доказывает актуальность разработки принципиально новых программных решений, более полно удовлетворяющих предъявляемым требованиям.

АеоичНсЧУогк*

\I.SO'. Ас1г»п

САПР авиацпошшй ак-устики (ЦАГИ)

Планирование акустического эксперимента

ШЯ. Virtual.lul) аспичгк-

I "8

Стадии ЖЦИ самолета

.1 I 11 а а I I | I 1

^ IX ^ о с: со >.

Рисунок 2 - Применимость САПР в задачах авиационной акустики до 2014 г

Во второй части первой главы проведен анализ статистики эксплуатационных разрушений под действием акустической нагрузки для скоростных и транспортных самолетов.

В процессе эксплуатации, на исследуемом типе самолета имели место многочисленные разрушения заклепочного шва обшивки в верхней части крыла.

Осмотр изделий в местах эксплуатации позволил собрать экспериментальные данные, оформленные в

нижеприведенномграфике (рисунок 3).

п, кол-во самолетов

15

10

/

у'

1,часы

О 100 200 300 400 500 600

Рисунок 3 - Статистика эксплуатационных разрушений самолетов

Там же проводится анализ вычислительных методов авиационной акустики. В результате анализа были выявлены вычислительные методы в той или иной степени удовлетворяющие задаче определения уровня акустического давления:

- Решение системы уравнений Навье-Стокса (расчеты с помощью различных численных методов);

- Решение линеаризованной системы уравнений Эйлера;

- Решение уравнения Блохинцева-Хоу;

- Аналогия Лайтхила.

По результатам анализа существующих методов вычислительной акустики и программных комплексов акустического моделирования нагрузок автором диссертационной работы сделаны выводы об их применимости для задачи моделирования поля акустического воздействия на самолет, однако, в результате исследования существующих методов моделирования акустического поля (Куравского, Аведьяна, и др.) можно сделать вывод, что задачаоптимизации расстановки датчиков при автоматизации проведения акустических испытаний самолета по рассчитанному акустическому поля ранее не рассматривалась, что обусловило необходимость разработки метода оптимизации расстановки датчиков при автоматизации акустических испытаний.

В первой главе так же производится анализ методов расчета Напряжении в обшивке панелей при воздействии случайной акустической нагрузки. В результате, которого выбран, как наиболее подходящий к решаемой задачи, метод нормальных мод.

Результат анализа существующих программных комплексов, позволяет обобщить типовую схему моделирования акустического

поля (рисунок 4).

При моделировании процесса распространения акустической волны инструментами вычислительной гидродинамики (СРО)геометрический и временной масштаб данных возмущений крайне мал, и при адекватном сеточном разрешении каждой волны давления потребуется работать с расчетной сеткой очень большой размерности, что приведет к увеличению длительности решения, в том числе и из-за нестационарной природы пульсаций.

Рисунок 4 - Существующий подход моделирования акустического давления

В некоторых программных комплексах применяют отдельный подход решения задачи акустики, где акустическое поле моделируется уравнениями вычислительной акустики. Для малых числах Маха используют преобразования Лайтхилла. Однако даже акустическая задача несет в себе «подводные камни», например, качество численного решения зависит от расчетной сетки, которая привязана к частоте звукового источника (не менее 6 ячеек на полупериод волны). В этой связи точность решения также несет некое приближение, кроме того и сами преобразования вносят погрешность. Из-за этого звуковое давление на конструкцию определяется с погрешностью и со значительными арифметическими (а значит и временными) затратами.

В третьей части первой главы сформулирована задача исследования. Требуется определить вектор конструктивных параметров размещения технологической оснастки для замера уровня акустического давления по поверхности самолета х", состоящей из элементов, которым соответствует минимальное значение целевой функции Р(х;и) (количество микрофонов размещенных по поверхности самолета, обеспечивающее достоверность замеров), связывающей параметры и характеристики проектов на множестве ограничений и).

Математическая постановка задачи, как задачи многокритериальной дискретной оптимизации, принимает вид:

X* = Аг§ Мт Р(х;и),

хеХ , (1)

и е и

где

X — X ^Хмкрф, Умкрф, Zмltptj1, пмкрф |

^мкрф > ^мкрф' 2мкрф 1 ^мкрф

-матрица конструктивных

параметров:

- количество и местоположение микрофонов;

тт — тиа с г \ - вектор ограничений:

и - и ^ ¿, Л, ¿поверхности, -Чпах )

- разрешающая способность П измерительной оснастки

акустического эксперимента; где

о=ш ,х/

мкрф тракта трассы б.записи

к = \ + 2

с - Площадь поверхности самолета,

поверхности „ ,

покрываемой микрофонами ]_ - Ограничения по максимальному уровню акустического давления

Реализация поставленной задачи требует разработки метода автоматизации и оптимизации размещения технологической оснастки акустического эксперимента самолета с учетом предварительной установки тензометрических датчиков.

Во второй главе сформулирована математическая модель автоматизации расстановки датчиков-микрофонов по поверхности самолета, учитывающая формулу поверхности самолета, координаты установки тензодатчиков, распределение поля акустического давления на поверхность самолета.

Вторая глава посвящена формализации автоматизации расстановки технологической оснастки. Проведен анализ применимости типовых математических моделей распространения звука и вычислительных методов для расчета акустической нагруженное™ самолета. Проведена адаптация типовой методики расчета эффективных уровней акустической нагруженности к требованиям САПР.

Для расчета отклика на акустическое воздействие производим расчет уровня звукового давленияусовершенствованным методом нормальных мод, учитывающий демпфирование.

0(х, у/) = > > -г-7 л л ,-г-г—

^^ Мг(К~ч> + Щгучт) ■ АГ, - ^ + /77^)

х - вектор, определяющий позицию точки на поверхности;

£(х) - форма моды;

Мг - обобщенная масса;

луг - недемпфированная натуральная частота;

г) - гистерезисное демпфирование;

(хА, хв, - спектральная плотность давления в точках ХАиХв.

Для этого оценили обобщенную силу, представляющую вклад

демпфирования в уравнения движения, для случая плоской панели из

изотропного материала, учитывая внутреннее трение в материале

отдельно от других компонентов (внешнего демпфирования).

Поскольку в поставленной задаче представляют интерес общие

особенности поведения конструкции на интервалах времени,

значительно превышающих время одного цикла колебаний, детали

процесса диссипации энергии внутри цикла малосущественны, и

можно ограничиться достаточно грубыми моделями. Адекватность

модели поведению реальной конструкции обеспечена подбором

эффективных коэффициентов модели по экспериментальным данным.

Оценки, представленные в этой главе, требуют учета всех компонентов перемещений:

где х и у - декартовы координаты в срединной плоскости панели, г -координата вдоль нормали к поверхности панели.

Для учета внутреннего трения использована модель вязкого трения.

Обобщенная сила может быть представлена как т .(В1 и с? и ^ т

м Я дх ду ) %

Здесь Су- коэффициенты демпфирования, рассчитываемые по формуле.

^ - пик спектральной плотности одной из нормальных координат;

Далее из эксперимента определяются оценки спектральных плотностей перемещений точек конструкции при ее нагружении с достаточно монотонно изменяющейся по частоте спектральной плотностью.

Зная г/, можно определить все коэффициенты сп.

Ь =^І(хи ~х2і)2+(Уи-Ун)2 + (2и ~г2і)2 «базовая» длина между координатами тензодатчика и ближним узлом расчетной сетки.

Выведена формула среднеквадратического напряжения для жесткой панели, нагруженной случайной акустической нагрузкой на одной стороне выражается так:

£ _

45

К - коэффициент демпфирования;

8

$ - Коэффициент напряжений в заклепочном шве от

постоянного статического давления в панели;

/ - Частота, Гц;

5 - Коэффициент демпфирования на обшивке;

С (/) " Спектральная плотность акустического давления.

Исследования и практика указывают на целесообразность представления акустической нагрузки в виде шумового сигнала с равновероятным распределением частоты и амплитуды, т.е. так называемым «белым шумом». Гипотеза «белого шума» исключает вопрос о частотном составе нагрузки, что отвечает действительности на узком диапазоне частот, соответствующего резонансному пику конструкции.

В основе алгоритма решения обратной задачи нахождения акустической нагрузки по отклику конструкции заложен метод нормальных мод с учетом демпфирования нормальной нагрузки

Использование разработанной методики определения уровня акустического давления по среднеквадратическому напряжению в панели позволяет уйти от ошибки декомпозиции поля акустического давления на самолет (рисунок 5).

Расчет уровней акустического давления с использованием средств инженерного акустического анализа на персональном компьютере имеет ряд характерных особенностей: акустическая САПР использует только заданные расчетчиком источники акустического нагружения. Таким образом, исключаются возможные погрешности измерений, возникающие при летных испытаниях.

Применение метода автоматизации подготовки акустического эксперимента в САПР обеспечивает реальную практическую возможность автоматизированного поиска рациональных

компоновочных решений технологической оснастки для проведения акустического эксперимента.

Рисунок 5 - Структурная схема алгоритма АСАРТП ЛАЭ для задачи нахождения уровня акустического давления по напряжениям в

панели

Приведено сравнение описание методик интерполяции уровней акустического нагруженияпо расчетной сетке, как частный случай аппроксимации. Метод наименьших квадратов (часто называемый МНК) обычно упоминается в двух контекстах. Во-первых, широко известно его применение в регрессионном анализе, как метода построения моделей на основе зашумленных экспериментальных данных. При этом помимо собственно построения модели обычно осуществляется оценка погрешности, с

которой были вычислены её параметры. Во-вторых, МНК часто применяется как метод аппроксимации, без какой-либо привязки к статистике.

В результате для реализации метода была выбрана нелинейная аппроксимация по МНК с использованием метода Левенберга-Марквардта. Поддерживается как аппроксимация- без ограничений, так и аппроксимация с простыми ограничениями на параметры.

Третья глава посвящена описанию комплексной расчетной модели «Самолет - технологическая оснастка акустического эксперимента».

Описана методика оценки разрешающей способности записывающей аппаратуры акустических испытаний. Возможности технологической оснастки зависят не только от разрешающей способности микрофона, но и от длины записывающего тракта, его тактико-технических характеристик и разрешающей способности записывающей аппаратуры (рисунок 6).

Рисунок 6 - Структурная схема для расчета разрешающей способности технологической оснастки

О — кС1мкрф + &.тракта х Iтрассы + ^б.записи

к = 1 + 2 П = 2^6[дБ]

Формализация свойств, механизмов поведения и перекрестных связей между подмоделями в рамках комплексной модели «Поверхность самолета - технологическая оснастка» обеспечивает возможность разработки алгоритмов САПР, описывающих качественное поведение, как отдельных объектов, так и модели в целом.

Описано лингвистическое обеспечение разработанной САПР. Программа написана на языке С#,содержит 526 строчек кода.

Взаимодействие с СГМ БоНсШогкз осуществлено через АР1 интерфейс 8оПё\¥огк8.

В третьей главе также дано описание метода автоматизации акустических испытаний (рисунок 7).

Метод оптимизации расстановки датчиков при автоматизации акустических испытанийоснован наанализе поля акустического нагружения по разрешающей способности датчиков-микрофонов при условии проведенной тензометрии. При этом реализуется следующая последовательность действий:

1. Анализ геометрии цифровой модели самолета;

2. Анализ координаты тензодатчиков в системе координат самолета;

3.Интерпретация данных значений тензодатчиков в нормальные напряжения по виброакустической нагрузки (задача декомпозиции напряжений от высокочастотной и низкочастотной нагрузки не является предметом диссертационной работы);

4.Анализ разрешающей способности технологической оснастки,измеряющей акустическое давление, с целью определения разрешающей способности эксперимента акустического летного;

5. Анализ взаимного расположения координат тензодатчиков и координат узлов расчетной сетки, на основании анализа геометрии цифровой модели самолета. Адаптация расчетной сетки;

6. Пересчет значений нормальных напряжений в каждом тензодатчике в уровень акустического давления (дБ) с помощью метода указанного в главе 2;

7. Интерполяция по расчетной сетке значений в расчетных точках (с координатами тензодатчиков) по поверхности;

8.Построение поверхностей усредненных значений уровня акустического давления на основании данных по разрешающей способности технологической оснастки акустического эксперимента самолета.

Путем экспериментальных исследований установлено, что рассчитанные значения поля акустической нагруженности самолета, полученные путем интерполяции значений акустического давления в точках, превышают по точности разрешающую способность технологической оснастки акустического эксперимента, в связи с этим предложен способ научно-обоснованного создания групп областей усредненного акустического давления по разрешающей способности акустического эксперимента, нашедший отражение в диссертационной работе.

Цифровая модель , самолета

Координата тензодстчикод 6 системе координат модели самолета

і і

.¡л 1:1

Н Построение адаптивной оосчетной сетки и проекция координат тензодатчиков

жшітт.ша_

d

Значения тензодатчиков интерпретированные в нормальнее напряжения от виброакустической нагрузки__

Ц Интерполяция по расчетной сетке значения из росчитоннш точках (координат тензодатчикоВ совмещении с расчетное сеткой)

Построение поверхности усредненных значений расчетных уровней акустического давления

і і

и

Расстановка датчиков- микрофонов (Г(усредненное значение SR., координата тензодогпчиков)

ІІ

СГМ ВД

SoMWorks MS Access

2D чертежи таблица доннах

Группа узлов 7 Группа узлов 1

Группа узлов 8 Г руппа узлов 2

Группа узлов 9 \ Группа узлов 3

Группа узлов 10 Группа узлов 4

Группа узлов 11 '"'«, . Группа узлов 5

Группа узлов 6

Рисунок 7 - Структурная схема потока информации в методе автоматизации акустических испытаний

9. Расстановка в узлах поверхностей усредненных акустических давлений микрофоновпо условию максимальной близости значениярассчитанногов точке с координатой тензодатчика к усредненному значению акустического давления, по сравнению с другими узлами расчетной сетки в поле усредненного давления.

10. Экспортполученных координаты со значениями акустического давления усредненными в MS Access и в СГМ с цифровой моделью п. 1.

11 .Выгрузка из СГМ рабочая документация в виде чертежей 20 с координатами установки микрофонов и значениями акустического давления.

Четвертая глава посвящена описанию основных возможностей и принципов работы созданного соискателем программного продукта АСАРТП ЛАЭ и его практическому применению для выполнения автоматизации размещения технологической оснастки акустического эксперимента. Показано место, разработанного модуля в иерархической структуре жизненного цикла изделия.

ШИШ! I

Автоматизированная система акустического расчета тонкостенных пластин летательных аппаратов для случаи пластины на стрингере

FREO- .................................

RH0 = О

RHOS. О

DST» О

SPL - Г

DELTA- О

В. О

SK. в

3

5ГЧП1- Г 5TR(2). F STR(3í» "Г STW)« F STBS), ¡F STIiíS). F

, C«£IJUTE PLATE REFERENCE FREOUENCT ';[

■ Построить rpsTMKM

CAmjUTERMS STRESSES

Рисунок 8 - Интерфейс вычислительного комплекса, базирующийся на решении обратной задачи отклика конструкции на случайную акустическую нагрузку, интегрированного в АСАРТП

ЛАЭ

Согласно требованиям к системе АСАРТП ЛАЭработает в интегрированном режиме с большинством СГМ, применяемыми в авиационной промышленности. В рамках данной диссертационной работы в качестве примера программная реализация АСАРТП ЛАЭ выполнена с системой геометрического моделирования SolidWorks. По аналогии с СГМ8оНс1\Уогк8исполняемый модуль АСАРТП ЛАЭ получил название AcousticExperimentWorks (AEW). Разработанная система включает в себя 6 модулей, связанных единым адресным пространством и предназначенных для расчета поля акустической нагруженное™ самолета, и 2 внешних приложения, решающих задачи автоматизации проведения акустических испытаний и рационализацию расположения технологической оснастки.

Разработанная система включает в себя следующие модули, связанные между собой единым адресным пространством: в модуль интеграции с CAD-системой,

• предметные базы данных по материалам и источникам шума,

• модуль ввода данных,

• расчетный модуль,

• модуль генерации отчетов,

• модуль визуализации результатов,

а также два независимых программных модуля, предназначенных для решения специализированных задач:

• модуль расчета эффективных уровней акустической нагруженности самолета,

• модуль автоматизации расстановки датчиков-микрофонов. Каждый из модулей пакета АЕ\^ состоит из совокупности

подмодулей, решающих свой спектр задач.

В закладке «Помощь» приведены «горячие клавиши» управленияАЕМЛ

С целью подтверждения адекватности расчетной модели, точности алгоритмов и корректности принятых допущений, была проведена верификация результатов расчета АЕИ' (проверка соответствия требованиям достоверности). Процедура верификации представляет собой сравнение результатов расчета реального самолета с экспериментальными данными, полученными при летных акустических испытаниях, и инвариантна по отношению к марке исследуемого самолета.

Г~1 ¿-Д|,:86.Д37'>™ 1*3-1.'© іш&ІІ О ¿,1,:86.41»755Ч ЫЛЁШЙ! 'г^&яЫМЛтЯШ 1'«м|Л ШЗшГ

Файл Расчет ¿правка Файл Расчет £праака файл Расчет ¿прав«

—■

Рисунок 9 - Подготовка к проведению процесса автоматизации расстановки микрофонов на крыле Ил-476

Для верификации АсошйсЕхрептеЩ'У^огкз были выбраны крыло Ил-476 (рисунки 9, 10), как наиболее перспективного самолетатранспортной авиации, и киль реального российского истребителя, как представителя семейства маневренных самолетов (рисунки 12, 13).

Рис. 10. Построение полей акустической нагруженности киля в разработанном ПК на основании данных тензодатчиков с последующей аппроксимацией по поверхности крыла

Суммарная погрешность вычислений АЕ\У для трех контрольных точек самолета составила 0,94 дБ (менее 0,958 % от расчетного уровня шума), что свидетельствует о достоверности результатов.

Результатом автоматизации размещения микрофонов является рабочая документация в виде чертежей с точками рекомендуемых мест установки микрофонов и таблица (таблица1) с координатами размещения микрофонов и уровнями акустического давления в дБ (необходимо для оценки проведения эксперимента, и устранения «паразитных» значений акустической нагруженности).

Таблица 1.

Результирующая таблица расстановки микрофонов на крыле Ил-476 в разработанном Асои8ЙсЕхрептеЩ\уогк.5_

№ датчика Координата X Координата У Координата Ъ Значение звукового давления, дБ

1 15169 2341,3352 2400 137

2 15546,218 3347,7249 2400 142

3 15608 ,944 2297,2615 3300 140

4 19534 ,92 2459 ,2 11500 153

5 25881,453 1260,2493 24431,994 132

6 21928,5 2614,9734 4050 ,0002 133

7 22239,451 2664,0972 6059,7656 134

8 22638,004 2546,4016 8352,2793 145

9 22863,723 2475,8384 9650,6143 153

10 23185,24 2371,1096 11500 152

По результатам расчета была проведена верификация с измерениями (рисунок 11).

О і.............- і------------------т...................-г..................т--------------1...............т.......-...........і------------;.....................г------------------1-------------I

15269 15546 І565С 21919 22 239 22633 22864 23135 23537 24019 25S3J им

Рисунок 11 - Сопоставление расчетных и измеренных значений уровня звукового давления

В процессе эксплуатации производились замеры виброперегрузок на киле истребителя в диапазоне частот 5 - 2000 Гц. Замеры в диапазон частот 5 - 2000 Гц зафиксировали повышение нагрузки на частотах кратных 50 (100 Гц, 150 Гц, 250 Гц, 750 Гц). На рисунке 13 приведен график спектральной плотности в диапазоне частот 5-2000 Гц, замеренный с разным количеством датчиков микрофонов.

Рисунок 12 - Схема испытаний киля для определения взаимного влияния низкочастотной и высокочастотной нагрузок

Рисунок 13 - Пример графика измерений спектральной плотности

испытаний киля

Рассчитанное количество микрофонов для акустических измерений киля самолета составило 8 штук, в 7-м полете поставлено 8 микрофонов, что позволило измерить рассчитанные 8 зон акустической нагрузкипри крейсерском полете, что соответствует рассчитанному по разработанной методике количеству зон при вводимых ограничениях технологической оснастки.Испытания с большим количеством микрофонов показали, чтодополнительных зон акустической нагруженностинет (рисунок 13).

12 ......-

10

6 4 2 0

123456789

■и* кол-во микрофонов - кол-во найденныхзон

Рисунок 14. График зависимости количества найденных зон на киле испытуемого самолета от количества установленных микрофонов в 9

полетах

Суммарная погрешность вычислений AEW для трех контрольных точек самолета составила 0,95 дБ (менее 0,96 % от расчетного уровня шума), что свидетельствует о достоверности оригинального метода, положенного в основу разработанного программного комплекса.

Размещение микрофонов по результатам расчетов, проведенным в разработанном программном комплексе, позволило определить зону и замерить значение критического акустическогонагружения на киле за 10 минут программного счета на ПК с характеристиками:

- Процессор: Intel Core i7-4702MQ 2.2 GHz.

- Операционная система: Windows 8 64-bit.

- Оперативная память: 8192Mb.

В приложениик диссертационной работе приведены дистрибутив и демонстрационная презентация АСАРТП ЛАЭ.

Основные результаты и выводы

1. Разработанметод оптимизации расстановки датчиков при автоматизации акустических испытаний, позволяющий выбрать количество записывающей аппаратуры и места ее размещения для измерения общего уровня акустического давления на самолет на основании разрешающей способности датчиков-микрофонов, удельной акустической нагруженности поверхности при условии проведенной тензометрии.

2. На основе разработанного метода созданпрограммный комплекс анализа компоновочных решений технологической оснастки акустического эксперимента самолета, испытывающего широкополосные нагрузки в акустическом диапазоне частот-AcousticExperimentWorks. Программный комплекс интегрирован с системой твердотельного параметрического моделирования SolidWorks и позволяет сократить время проведения акустического эксперимента в два раза.

3. Разработан и апробирован вычислительный комплекс, базирующийся на решении обратной задачи отклика конструкции на случайную акустическую нагрузку.

4. Разработаны рекомендации по рациональному размещению измерительного оборудования акустического экспериментанеманевренных самолетов: для обеспечения достоверности замеров акустической нагруженности: 1 микрофон на 15 м2 площади поверхности самолета, так же разработаны рекомендации по рациональному размещению измерительного оборудования акустического экспериментаскоростных самолетов: для обеспечения достоверности замеров акустической нагруженности: 1 микрофона на 5 м2 площади поверхности скоростного самолета.

Основные положения диссертации опубликованы в работах:

Журналы из перечня ВАК:

1. Ордин A.B., Рипецкий A.B. Автоматизированная система акустического расчета тонкостенных пластин летательного аппарата. // Известия Тульского Государственного университета. Технические науки. Выпуск №9- 2012 - с. 206214.

2. Ордин A.B., Рипецкий A.B. Расчет ресурса обшивки самолетной конструкции по условиям акустической прочности с использованием САПР. // Известия Тульского Государственного университета. Технические науки. Выпуск №9.-2012.-с. 246-250.

3. Ордин A.B., Рипецкий A.B. Автоматизированная система акустического расчета тонкостенных пластин летательного аппарата с модулем решения обратной задачи. // Вестник Брянского Государственного технического университета, выпуск №4 (36). - 2012,- с. 61-67.

4. Ордин A.B., Рипецкий A.B., Сказко И.Н. Геометрический метод оптимизации панели киля маневренного самолета в задаче продления ресурса. // Известия Тульского Государственного университета. Технические науки. Выпуск № 4,-2013,-с. 106-114.

5. Ордин A.B., Рипецкий A.B., Иванов А.О. Продление эксплуатационного ресурса локальной зоны перфорированной решетки передней створки воздухозаборника скоростного самолета. // Труды МАИ: электронный журн.№ 68. - 2013. URL:http://www.mai.ru/science/trudy/published.php?ID=41799.

6. Ордин A.B., Рипецкий A.B., Щеляев А.Е. Метод автоматизации акустических испытаний самолета. // Известия Тульского Государственного университета. Технические науки. Выпуск №11. -2013. - с. 60-67

Другие издания:

7. Ордин A.B., Рипецкий A.B. Акустическое воздействие на элементы конструкции самолета.// Материалы 2 Всероссийской научно-технической школы-семинара «Аэрокосмическая декада»./ Часть 2. Материалы 2 Всероссийской научно-практической студенческой школы-семинара «Компьютерный инжиниринг в промышленности и вузах», посвященной 80-ти летию МАИ.-М.: Изд-во МАИ-ПРИНТ, 2009 с.73-75.

8. Ордин A.B., Ордин В.А., Рипецкий A.B. Преподавание САПР студентам инженерных специальностей. // Материалы 9й международной научно-практической конференции «Настоящие исследования и развитие - 2013»,/ том 13 «Педагогические науки». София. «Бял Град-БГ» ООД-Ю4 стр. ISBN 978-966-8736-05-6. Стр. 76-78.

Множительный центр МАИ (НИУ) Заказ от (( 2013 г. Тираж ?О экз.

МОСКОВСКИЙ АВИАЦИОННЫЙ ИНСТИТУТ (национальный исследовательский университет)

На правах рукописи

МЕТОД ОПТИМИЗАЦИИ РАССТАНОВКИ ДАТЧИКОВ ПРИ АВТОМАТИЗАЦИИ АКУСТИЧЕСКИХ ИСПЫТАНИЙ

Специальность: 05.13.12. -Системы автоматизации проектирования (отрасль - авиационная и ракетно-космическая техника)

Диссертация на соискание ученой степени кандидата технических наук

Научный руководитель: Кандидат технических наук, РИПЕЦКИЙ АНДРЕЙ ВЛАДИМИРОВИЧ

Москва-2013 г.

ОГЛАВЛЕНИЕ

ВВЕДЕНИЕ................................................................................................................................................................4

1. ОБЗОР СИСТЕМ АВТОМАТИЗИРОВАННОГО ПРОЕКТИРОВАНИЯ

И ПОСТАНОВКА ЗАДАЧИ ИССЛЕДОВАНИЯ............................................................14

1.1. Обзор систем автоматизированного проектирования......................................14

1.1.1. Структура, характерные особенности и тенденции развития современного рынка САПР......................................................................................16

1.1.2. Сравнительный анализ САПР в приложении к задачам авиационной акустики..................................................................................................23

1.1.3. Результаты сравнительного анализа..................................................................34

1.2. Предпосылки создания автоматизированной системы экспресс-анализа тонкостенных панелей летательного аппарата................................39

1.3. Постановка задачи исследования..........................................................................................39

1.3.1. Вербальная постановка задачи................................................................................39

1.3.2. Математическая постановка задачи..................................................................40

1.4. Выводы........................................................................................................................................................44

2. ФОРМАЛИЗАЦИЯ ПРОЦЕССА РАСЧЕТА АКУСТИЧЕСКОЙ НАГРУЖЕННОСТИ....................................................................................................................................45

2.1. Анализ математических моделей и вычислительных методов, применяемых в авиационной акустики..................................................................45

2.2. Выбор расчетных методов для выполнения акустического расчета реакции конструкции......................................................................................................................53

2.3. Методика расчета эффективных уровней воспринимаемого нагружения акустического................................................................................................57

2.4. Выводы................................................................................................................................................66

3. ОПИСАНИЕ МЕТОДА ОПТИМИЗАЦИИ РАССТАНОВКИ ДАТЧИКОВ ПРИ АВТОМАТИЗАЦИИ АКУСТИЧЕСКИХ ИСПЫТАНИЙ....................................................................... 67

3.1. Объемная параметрическая модель самолета............................. 71

3.2. Модель атмосферы........................................................................ 73

3.3. Акустическая модель материалов............................................ 76

3.4. Напряжения в обшивке панелей при воздействии случайной акустической нагрузки......................................................... 77

3.5. Модель распространения звуковых волн.................................. 82

3.6. Выводы............................................................................ 85

4. ПОСТРОЕНИЕ АВТОМАТИЗИРОВАННОЙ СИСТЕМЫ

АНАЛИЗА КОМПОНОВОЧНЫХ РЕШЕНИЙ ТЕХНОЛОГИЧЕСКОЙ ОСНАСТКИ АКУСТИЧЕСКОГО ЭКСПЕРИМЕНТА САМОЛЕТА,

ИСПЫТЫВАЮЩЕГО ШИРОКОПОЛОСНЫЕ НАГРУЗКИ В

АКУСТИЧЕСКОМ ДИАПАЗОНЕ ЧАСТОТ....................................................................86

4.1. Основные требования, предъявляемые к системе................................................86

4.2. Назначение, принципы работы и возможности системы............................89

4.3. Разновидности вариантов расчета и способы представления результатов..........................................................................................................................................93

4.4. Верификация программного комплекса........................................................................100

4.5. Программные и аппаратные средства, необходимые для функционирования системы....................................................................................................104

4.6. Выводы........................................................................................................................................................105

ВЫВОДЫ..................................................................................................................................................................106

ЗАКЛЮЧЕНИЕ....................................................................................................................................................108

ОСНОВНЫЕ СОКРАЩЕНИЯ, ОБОЗНАЧЕНИЯ И ИНДЕКСЫ..........................110

ЛИТЕРАТУРА......................................................................................................................................................116

ПРИЛОЖЕНИЕ. Дистрибутив автоматизированной системы акустического расчета технологической подготовки летного

127

акустического эксперимента....................................................................................................................1 ^'

ВВЕДЕНИЕ

Постепенная автоматизация средствами САПР всех стадий жизненного цикла авиационной техники является неоспоримой тенденцией современного развития САПР. Стадия летных испытаний самолета является неотъемлемым и важным этапом ввода его в эксплуатацию (рисунок 1), поддержания его летной годности в процессе эксплуатации. Одной из важных стадий испытаний самолета являются акустические замеры в полете и на земле с целью определения уровня звукового давления, действующего на самолет и оценки его ресурсных характеристик.

^— —* Управление программой «— —^

Фаза запуска программы -

•км гот овна и планирование шниехои твраметроь программ

•аза реализация арограммы -

управление оо оси ими роботами програмчи * получение реэуптзтоо с-дспьных эгэпоэ

ЭСКИЗНЫЙ °6"3"Ь »"»"МИ—« исследования

Сага завершения программы-

вчап эффеггиь.

•юсти изв.те «ение

у рою а. архивец«!

Ворога 1 БЮС04С]«Э010СТЪ 1 Ворон Э гастмриан* гпртлгажж*»

Ворот.2 г Во"ог,Л Зорот.З

Ворога 7 Ворога 8 ВсрогаУ

КОЖ^гурец*! ВС ЖСГГуПК^1С -ХМЖВСТЮ И1 го« «им* «свой »гаи ВС

ворога Ю

программы

[роижккдм ВС

Рисунок 1 - Область диссертационного исследования в управление жизненным циклом самолета

Опытные исследования акустических колебаний, проводимые на специализированных стендах, и в ходе наземных и летных испытаний, как правило, оказываются дорогостоящими, трудоемкими и длительными. Модельные стендовые испытания не всегда позволяют воссоздать необходимые нагрузки, в то время как натурные наземные и летные испытания не обеспечивают допустимую надежность измерений. Кроме того, в условиях эксперимента исследуемые области конструкции не всегда могут быть должным образом оснащены измерительными

приборами, вследствие чего не могут быть получены полные данные пространственного распределения измеряемых параметров.

Проведение отдельных опытных исследований - достаточно сложная задача. Например, это относится к исследованию пульсаций давления в воздухозаборниках сверхзвуковых самолетов или актуальных в настоящий момент гиперзвуковых самолетов, таких как беспилотный 811-72 фирмы Локхид Мартин. Для проведения таких экспериментов необходимо строительство сложных инженерных сооружений или даже комплексов.

Одним из рабочих подходов в промышленности на текущий момент является сравнение результатов математического моделирования и натурных испытаний.

При установлении требований к аппаратуре авиационной техники по вибрационной нагрузкам за основу принимают результаты измерений на объекте, как наиболее близко отражающие условия эксплуатации конкретного изделия.

На этапе проектирования летательных аппаратов требования по условиям эксплуатации аппаратуры задают по результатам измерений на объектах прототипах, а при отсутствии результатов измерений, параметры виброакустических нагрузок устанавливают расчетными методами с использование алгоритмов приведенных ниже.

Современная концепция управления жизненным циклом изделия подразумевает поэтапную автоматизацию всех этапов цикла разработки, производства и эксплуатации изделия. Автоматизация планирования и проведения эксперимента также является неотъемлемой частью дисциплины автоматизации проектно-конструкторских работ. В части проведения акустических экспериментальных исследований можно отметить существующую высокую трудоемкость его проведения из-за наличия ряда факторов:

Установка микрофонов для замеров акустического поля производится непосредственно перед испытаниями, зачастую в условиях нехватки времени;

Записывающая аппаратура требует высокой квалификации оператора, производящего контроль замеров акустического поля;

Микрофоны требовательны к соблюдению технологии их установки на летательный аппарат.

Пульсации давления потока, действующие на конструкцию, описываются их среднеквадратичным уровнем а, спектральной плотностью и пространственными характеристиками. Эти параметры и характеристики, в первую очередь а, зависят от условий полета.

Пристальное внимание к акустическим колебаниям в последнее время объясняется внедрением нового поколения сверхзвуковых пассажирских и гиперзвуковых самолетов. Сложность обеспечения акустической прочности гиперзвуковых самолетов связана с высокими нагрузками и применением внешней теплоизоляции, состоящей из материалов с низкими прочностными свойствами.

Проведенный анализ рынка систем автоматизированного проектирования (САПР) показал практическую неприменимость предлагаемых программных продуктов для решения проектных задач на стадиях летных испытаний.

Актуальность проблемы и возможность ее решения на новом техническом уровне обусловили выбор темы исследования. Объективно существующие противоречия между повышением качества измерительных работ, сокращением сроков испытаний и снижением материальных затрат привели к необходимости поиска новых методов и средств автоматизации проведения акустических испытаний самолета. Решение данной задачи потребовало разработки принципиально нового класса программных продуктов, позволяющих инженеру-проектировщику, а не специалисту по акустике, в минимальные сроки рассмотреть множество альтернативных компоновочных решений оснастки акустического эксперимента и оценить их влияние на подготовку и проведение испытаний самолета. В результате, соискателем была создана автоматизированная система анализа компоновочных решений технологической оснастки акустического эксперимента самолета, испытывающего широкополосные нагрузки в акустическом диапазоне частот (АСАРТП ЛА), решающая перечисленные задачи в соответствии с предъявляемыми требованиями.

Методологической и теоретической основой исследования стали фундаментальные труды по проблемам теоретической аэроакустики, к которым относятся работы ведущих специалистов ЦАГИ (А. Г. Мунина, В. А. Максимова, В. Г. Дмитриева, Е. А Леонтьева, В. Е. Квитки, А. М. Мхитаряна, В. Ф. Самохина, Р. А. Шипова, И. С. Загузова и др.). В частности, в работах А. Г. Мунина и В. Е. Квитки рассмотрены проблемы воздействия авиационного шума на окружающую среду и человека, указаны основные источники шума самолетов, дана физическая картина шумообразования. В этих работах также рассмотрены различные способы снижения шума самолетов, изложена методология прогнозирования акустической обстановки в зоне аэропортов, учитывающая динамику парка самолетов и интенсивность их эксплуатации. В работе А. М. Мхитаряна приведено описание математических моделей, которые позволяют осуществить выбор оптимального управления самолетом, обеспечивающего минимальные уровни шума. Важной основой при разработке математической модели воздушной атмосферы стали труды Л. М. Бреховских и О. А. Година, в которых рассматриваются вопросы акустики слоистых сред и геометрической интерпретации их решения.

Помимо работ в области теоретической аэроакустики, в основу исследования положены фундаментальные труды, посвященные вопросам систем автоматизации проектирования, к которым относятся работы авторов: И.П. Норенков, В.В. Липаев, А.И. Петренко, Б.Я. Советов, С.А. Яковлев A.M. Молчанова, М.А. Щербакова, Д.С. Янышева, М.Ю. Куприкова, Л.В. Быкова и зарубежных авторов Кунщоо Лее, Виктор Лопез Яуеро, Франциско Монтеро Симарро, Ёсе Пасцуал Молина Массо, Эан Вандердонцкт и др.

Анализ работ показал необходимость тесной интеграции наработок в области теоретической аэроакустики, автоматизированного формирования топологии оснастки акустического эксперимента самолета и результатов экспериментальных исследований. С целью дальнейшего повышения качества принятия технических решений на стадии эксплуатации самолета и создания современных прикладных пакетов САПР с целью автоматизации подготовки акустического эксперимента самолета. На рубеже 90-х - 2000-х гг. в аэрокосмической промышленности полу-

чили большое распространение системы автоматизированного проектирования (САПР), решающие широкий спектр задач геометрического моделирования, инженерного анализа, технологической подготовки производства и электронного документооборота. Спецификой применения САПР в производственном цикле стала тесная взаимосвязь технологии проектирования и методов математического моделирования, реализованных в прикладных программных модулях:

• с одной стороны, существует влияние методов и методик, используемых в проектной организации на методы реализованные САПР;

• с другой стороны, функциональность САПР влияет на методы, которые использует проектная организация.

Качественный выигрыш от использования САПР достигается, во-первых, за счет возможности решения более сложных задач и, во-вторых, за счет увеличения степени типизации принимаемых проектных решений. Типизация заключается в том, что при увеличении множества рассматриваемых альтернатив инженер может использовать единую методику. Поэтому он может применять знакомые для него средства, реализующие данную методику. А, как известно, степень типизации процессов протекающих при проектировании непосредственно влияет на стоимость всего процесса проектирования. По оценкам экспертов стоимость этапа проектирования авиационной техники вследствие типизации проектных процедур может уменьшаться в 3 и более раза [16].

Неоспоримые преимущества САПР перед традиционными методами проектирования обусловили выбор направления данного диссертационного исследования, которое направлено на изучение физики процесса образования авиационного шума, российского и международного законодательства по шуму и разработку прикладного программного обеспечения, автоматизирующего процедуру формирования облика магистрального самолета с требуемым акустическим совершенством на этапе концептуального проектирования.

Зачастую причиной усталостных повреждений элементов конструкции планера и поломок бортового оборудования становится высокие нагрузки звукового частотного диапазона. С середины 50-х годов этому вопросу уделяется по-

вышенное внимание в связи с большим количеством случаев усталостного разрушения самолетов в условиях акустических нагрузок, вызванных увеличением скорости полета и переходом с поршневых двигателей на турбореактивные и турбовинтовые. Требовалось около 10 человеко-часов на 1 летный час, чтобы восстановить подобные повреждения различных типов зарубежных самолетов. Однако стоит отметить, что для некоторых типов самолетов около 30% поломок бортового оборудования было вызвано вибрациями и ударными нагрузками другого происхождения.

В настоящее время благодаря накопленному опыту повреждения удается обнаружить раньше, чем происходит снижение усталостной прочности самолета. Однако это приводит к необходимости проводить длительные ремонтные и восстановительные работы и ужесточать требования к регулярным техническим осмотрам.

Термин «акустическая нагрузка» очень часто применяется для описания поведения конструкции при указанных нагрузках. Это не совсем верно, т.к. пульсации давления, вызывающие вибрации, не всегда имеют акустическое происхождение, а могут зависеть от распространения звука. К примеру эти пульсации не вызывают значительного акустического излучения в турбулентном потоке вокруг фюзеляжа, а сосредотачиваются вблизи обшивки самолета (в этом случае можно говорить о псевдозвуковых или аэроакустических нагрузках).

Конструктора обычно пытаются ограничить акустические нагрузки.

Наибольшему воздействию акустических нагрузок подвергаются тонкостенные конструкции самолета. Главными источниками этих нагрузок являются пульсации давления в турбулентном пограничном слое, шум реактивного двигателя, шум полета и пульсации давления при бафтинге. Эти нагрузки случайны, их уровень в разных точках самолета может быть от 145 до 170 ёВ в широком частотном диапазоне (до 5000 Гц). Часто каналы воздухозаборника становятся самыми уязвимыми с точки зрения разрушения.

Поведение конструкции обусловливается параметрами полета, конфигурацией самолета, режимом работы двигателя и другими факторами. Увеличение

срока службы достигается либо за счет совершенствования конструкции (увеличение толщины элементов конструкции, уменьшение размаха элементов жесткости, модификации соединения элементов), либо за счет изменения условий обтекания.

По состоянию на настоящий момент существует ряд методик расчета авиацио