автореферат диссертации по авиационной и ракетно-космической технике, 05.07.02, диссертация на тему:Моментно-инерционный фактор в формировании облика самолета

На правах рукописи УДК 629.735.33.01

ДОЛГОВ ОЛЕГ СЕРГЕЕВИЧ

Момеитно-ршерционный фактор в формировании облика самолета

Специальность 05.07.02. «Проектирование, конструкция и производство летательных аппаратов»

2 4 НОЯ 2011

Автореферат диссертации на соискание ученой степени доктора технических наук

005003320

Москва-2011

005003320

Работа выполнена на кафедре «Проектирование самолетов» в Московском авиационном институте (национальном исследовательском университете)

Научный консультант:

доктор технических наук, профессор Куприков Михаил Юрьевич

Официальные оппоненты:

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

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

Защита состоится «21» декабря 2011г. в Ю00 часов на заседании диссертационного совета Д212.125.10 Московского авиационного института (национального исследовательского университета) по адресу:

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

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

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

С диссертацией можно ознакомиться в библиотеке института.

Автореферат разослан ' 2011г.

Ученый секретарь диссертационного совета Д212.125.10 / р /

кандидат технических наук, профессору / / / Комаров Ю. Ю.

ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА РАБОТЫ

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

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

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

Рис. 1. Момснтно-ииерцнонная модель самолета

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

Опыт научно-исследовательских и проектных работ, а также эксплуатации самолетов создает научную базу, и подтверждает актуальность решения задач формирования моментно-инерционного облика самолета с учетом удовлетворения «жестких» инфраструктурных ограничений. Однако в названных работах представлена «прямая» задача проектирования, в которой влияние инфраструктурных и моментно-инерционных ограничений рассматривается как проверочное ограничение результатов формирования облика самолета. Это обстоятельство приводит к большому числу итераций, а при отсутствии времени и средств на поиск рациональных схемно-параметрических решений - к выбору нерационального, но по формальным признакам удовлетворительного облика самолета.

Цслыо днсссгггационной работы является разработка научно-методического обеспечения, включающего методики, алгоритмы и программные комплексы, обеспечивающие анализ влияния моментно-инерционного фактора на облик самолета.

Достижение поставленной цели осущестала ю на оа юве реша шй следующих задач:

- выявить моментно-инерционные требования и критичные факторы формирования облика самолетов;

- выявить место этапа согласования моментно-инерциоппой компоновки с возможностями системы управления в рамках формирования облика самолета и состав задач, решаемых на этом этапе;

- разработать новые и модифицировать существующие методы оценки моментов инерции самолета в первом приближении;

- выявить и систематизировать конструктивно-компоновочные решения, обеспечивающие требования системы управления к моментио-инерционному облику;

- разработать новые и модифицировать существующие модели необходимые для этапа согласования моментно-инерционной компоновки с возможностями системы управления;

- разработать алгоритмы и подпрограммы, и включить их в систему автоматизированного формирования облика самолета;

- провести на базе подсистемы проектные исследования по выявлению рациональных значений параметров и схем моментно-инерционной компоновки;

- анализируя полученные результаты выработать рекомендации по моментно-инерционной компоновке.

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

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

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

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

Теоретическая и практическая ценность. Разработанные методы расчета и модели использованы в созданном, при участии автора, программном комплексе формирования моментно-инерционного облика самолета, получившем свидетельство о государственной регистрации программы №2011610197. Комплекс является современным «инструментом» проектировщика-исследователя для выработки рекомендаций по проектированию перспективных дальнемагистральных самолетов большой пассажировместимости, пожарных гидросамолетов и др.

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

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

1. Разработку научно-методического обеспечения анализа влияния моментно-инерционных характеристик на облик самолета;

2. Выявление и формализацию ограничений, оказывающих наибольшее влияние на моментно-инерционный облик самолета;

3. Выделение задачи согласования моментно-инерционной компоновки с возможностями системы управления в отдельный раздел, определение задач решаемых на этом этапе и их влияния на облик системы управления и эффективность самолёта в целом;

4. Формирование новых методов определения моментов инерции самолета в целом и отдельных агрегатов, на ранних этапах проектирования.

5. Выявление и систематизацию схемных и конструктивно-компоновочных решений, обеспечивающих снижение требований к системе управления самолетом при работе на аварийных режимах;

6. Создание на основе разработанных моделей и алгоритмов программного комплекса позволяющего проводить анализ моментно-инерционной компоновки «Моментно инерционный фактор» свидетельство о государственной регистрации программы для ЭВМ №2011610197.

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

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

Апробяция работы. Основные результаты работы были доложены и обсуждены на ряде научно-технических конференций и в организациях._

Год Организация, наименование конференции, семинара Вид доклада

2003 «НТК ВВС» Научный доклад

2005 МАИ кафедра «Проектирование самолетов» Научный доклад

2008 ОАО «ТАНТК им. ПМ. Бериева» Научный доклад

2010 Межотраслевой молодежный научно-технический форум «Молодежь и будущее авиации и космонавтики-2010» Научный доклад

2010 ООО «АСА» Научный доклад

2010 Научно практическая конференция молодых ученых «Инновации в авиации и космонавтике-2010» Научный доклад

2011 МАИ кафедра проектирование специальных авиационных комплексов» Научный доклад

2011 ОАО «Авиационный комплекс им. C.B. Илыошина» Научный докл ад

2011 «4ТН EUROPEAN CONFERENCE FOR AEROSPACE SCIENCES (EUCASS)» AIR & SPACE ACADEMY, ЦАГИ Научный доклад

2011 МАИ кафедра «Проектирование самолетов» Научный доклад

2011 ОАО «ТАНТК им. Г.М. Бериева» Научный доклад

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

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

СОДЕРЖАНИЕ РАБОТЫ

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

Период конца 60-х - начала 70-х дал авиации целое семейство широкофюзеляжных пассажирских самолетов А310/А340, ИЛ-86, БС-Ю, 13747200/300. На этих примерах можно проанализировать диалектику решения проблемы формирования моментно-инерционного облика, стоящую перед создателями перспективных самолетов. Так, даже для самолетов относительно небольшой размерности (первые варианты Ту-22М), недостаточно подробная проработка особенностей моментно-инерционной компоновки самолета в целом, и согласование расположения силовой установки в пространстве относительно центра масс и возможностей системы управления в частности, привело к возникновению ряда проблем с управляемостью в канале тангажа, что в свою очередь потребовало внесения значительных изменений в облик самолета.

Рис. 2. Объекты авиационной техники

в пространстве моментно-инерцмонных параметров

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

* г 2 Л ,5

!£..—» т —> I ■)„.

V °

-■■> т20 —> Т ^

т 1(11 . 1

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

В обобщенном виде проектная задача отыскания рациональных значений параметров облика самолета представляется как задача многокритериальной дискретной оптимизации. Ее в общем виде можно сформулировагь так: определить вектор конструктивных параметров X* ^ Хдоп, где Хдоп — множество допустимых вариантов проектно-конструкторских решений. Вектор конструктивных параметров X* состоит из элементов, которым соответствуют набор минимальных значений в матрице целевых показателей Р(у,; у2; у3; та), связывающей параметры и характеристики проектах на множестве ограничений 11:

X* = А^ шп Р(х, р, и) а)

где: -матрица проектно-конструкторских решений;

^ - область ограничений, характеризующая текущий набор конструктивных решений;

Р = Р(у|;у2;у3; то) - матрица целевых показателей;

У =Мр'"'п IМш""р - безразмерный показатель степени управляемости

02 02 самолета по тангажу;

У мРас" 1м"'""1' ' безразмерный показатель степени управляемости

ох ' ох самолета по крену;

у = Мрж" IМ"""'р - безразмерный показатель степени управляемости

3 ог ' т самолета по курсу;

М'*"'" ■ - располагаемые и потребные моменты для

' управления самолетом;

= /(т,:РШф) - взлетная масса самолета;

I да ; т,п ,1т', ТУ1кИ 51 ки ) - относительная масса фюзеляжа; 1Щ, = /(пдв 9 ГПда ч 1дв ? УУ1т 51т \тк„) - относительная масса крыла; X = X (п ; т он; г ; т т; г „,;

__"" ' ' - матрица конструктивных

Ш ки' /га' С ' Р, ) параметров текущего проекта;

п(т - количество двигателей;

" - относительная масса и радиус инерции силовой

ГПдв\1дв установки;

Щ т ; 1т ' относительная масса и радиус инерции топлива;

" - относительная масса и радиус инерции

тк">1 к" коммерческой нагрузки;

Оур; Рсур - структура и параметры системы управления.

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

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

При проведении исследований в качестве целевых функций рассматриваются:

Щ

т

Ф

- взлетная масса самолета;

- относительная масса фюзеляжа;

ткр = /(д,„; т,)„; ш; т„,; / т; тк„)

у = Мрас" / М"""'р Мрасп

где:

- относительная масса крыла;

- безразмерные показатели степени управляемости самолета;

- располагаемый момент на управление самолета относительно выбранной оси;

^»'"»/' - потребный момент инерции самолета относительно выбранной оси.

Критерий у = Л-/'""" / Л/'"""'' равен отношению величин располагаемых и потребных моментов, и определяет степень управляемости самолета относительно соответствующей оси.

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

(у > 1) {мрасп > М""",р) => ]>>'(£')• г' /со > \\\гЧт

(2)

У

Использование моментно-инерционных показателей в качестве критериев оценки совершенства самолета не противоречит общепринятому подходу к оценке через весовые характеристики. Поскольку каждый лишний килограмм массы агрегата, имеющий ненулевой радиус инерции, приводит к увеличению инерционности всего самолета, что в свою очередь вызывает увеличение

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

Техническое задание

К =

V?,

Множество ограничений

х>: х,,

Характеристические матрицы

Матрица альтернативных схемных решений

V,.

от.

22

Л =

/21

/л

/«: И

Ли

Рис. 3. Выбор схемных решении при решеннн прямой задачи проектирования

Вектор схемных решений,

удовлетворяющих 13 = [Л"|« х2п

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

По результатам анализа исходных данных, полученных на этапе внешнего проектирования, формируется множество требований и ограничений и=и(и;). Размерность вектора 1 определяется заданием на проект. Те требования, которые носят вербальный характер, необходимо заменить их математическими эквивалентами. На рис.3 представлена схема, отражающая методику поиска элементов вектора схемных решений, позволяющих удовлетворить множеству требований и ограничении и=и(и;).

Эти зависимости характеризуют каждое проектно-конструкторское решение Хц, записанное ранее в матрицу проектно-конструкторских решений [Х^] в вербальном виде. Число таких матриц и их характеристический состав

определяется проектировщиком индивидуально для каждого конкретного случая.

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

ЪтМГё-Ъ(рГ\= о, ' = о, (3)

]>>,«*£**/ -ХМ *ц=о,

.' 1

где:

(рш) ■ ~

"" >' - вектор силы 1-ои поверхности системы управления;

т,

1 - масса у-го элемента самолета;

£ - ускоре! ше свободного пада шя;

п

- радиус-вектор 1-го элемента; ' - радиус-веетор центра массу-го элемента самолета;

^ -плечо органов управления;

ехп -угловое ускорение.

Полученная система уравнений представляет собой систему четырех нелинейных уравнений относительно параметров увязки облика самолета, в качестве которых выступают радиус-векторы точек привязки агрегатов и органов энергетических систем. Решение такой системы традиционными методами представляется затруднительным, так как число агрегатов, координаты привязки которых необходимо найти, составляет уже на 0+2) уровне к >3000. Поэтому, для ряда типов летательных аппаратов число уравнений в системе сокращают, представляя требования, накладываемые этими уравнениями в виде ограничений и фактически сводя систему уравнений к решению уравнения массового баланса.

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

Ьйх =

V-

Ьог = \\\Г;'1т>

;; (5)

Ь о г =

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

1 = (4)

1

где: п^ - относительная масса .¡-го элемента самолета;

Выражение (4) демонстрирует зависимость основных составляющих уравнения массового баланса от параметров агрегатов и систем самолёта. Далее происходит формирование схемных решений в облике самолёта. На основе принятых схемных решений, в зависимости от заданной массы целевой нагрузки, оборудования и снаряжения, проводится формирование компоновочной схемы самолёта, которая состоит во взаимной пространственной увязке основных

компонуемых элементов самолёта и определении моментов инерции самолета (5).

Таким образом, моментно-инерционная компоновка происходит на базе выбранной схемы, определяющей основные параметры. В процессе компоновки определяются внешние и'внутренние формы, компонуется полезная нагрузка, оборудование, снаряжение, размещаются агрегаты СУ и т. д.

Оценка компоновки проводится по частным критериям эффективности самолёта, что позволяет исключить из рассмотрения заведомо неэффективные варианты. Большинство из частных критериев являются взаимосвязанными, что не позволяет их использовать при оценке проектов, т.к. необходимость введения весовых коэффициентов приводит к субъективным оценкам.

Далее производится выявление групп элементов, для которых известна масса и зоны компоновки, а так же производится контроль над соотношением моментов инерции отдельных агрегатов и систем самолета, в совокупности это позволяет сформировать уравнения существования самолета в моментах инерции, например для оси ОХ такое уравнение будет иметь вид:

1ОХ=1п.н.+4„.+4.У.+4у.+4.у.р.+Л.+-- + 4 (6)

где: 1о - момент инерции самолета относительно оси ОХ;

/ - момент инерции полезной (коммерческой) нагрузки

(пассажиров, их багажа, грузов и т.д.); / - момент инерции снаряжения и оборудования, которое

обеспечивает определенные условия комфорта и размещения полезной нагрузки на борту;

] - момент инерции оборудования, которое обеспечивает

об' эксплуатацию самолета в заданных условиях (пилотажно-навигационное оборудование, энергетическое оборудование и т. д.); /су - момент инерции силовой установки;

/с у р - момент инерции системы управления рулями самолета;

/т - момент инерции топлива на борту самолета;

/ - момент инерции конструкции самолета (фюзеляж, крыло,

оперение, шасси).

Решать данное уравнение относительно /„ в явном виде затруднительно, и эту операцию целесообразно выполнять с использованием уравнения моментно-инерционного баланса самолета в относительном виде: и п

У I , У ТП : - I :

Ъ 1 % ' ' ^ — 72 (7)

Кх т0-10 М

Тогда уравнение существования в относительных моментах приобретает вид: и __п _

1 = £ I jco6, + ]Г / у пер. (8)

В результате, для данных классов летательных аппаратов, мы получаем, в виде частного случая системы (3), систему уравнений существования (9), отражающую инерционные ограничения по всем шести степеням свободы,

соответственно поступательные степени свободы отражены в уравнении массово-инерционного баланса, а вращательные степени свободы находят отражение в уравнениях моментно-инерционного баланса.

В отличие от массового уравнения существования, уравнения существования в моментах инерции, для некоторых типов летательных аппаратов, имеют не только очевидные ограничения со стороны максимальных величин, но и ограничения по минимальным моментам инерции, а также их изменению в течение полета, что продиктовано необходимостью обеспечения устойчивости и управляемости.

Решение данной (9) системы уравнений, _ у. — представляет собой сложный много итерационный -процесс. При этом проектирование происходит в условиях, когда на систему в целом уже наложены некоторые требования и ограничения. В свою очередь, задача проектирования состоит в формулировании требований и ограничений, в рамках которых будет проходить проектирование отдельных агрегатов.

1 = / у о лг ;

1 = Х7,ог;

к

1 = £ 7„0Г.

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

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

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

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

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

Так, задача формирования моментно-инерционной компоновки относительно продольной оси самолета ОХ и анализ ее влияния на канал крена системы управления обладают рядом особенностей, которые состоят в том, что с одной стороны момент инерции относительно продольной оси самолета ОХ является минимальным по сравнению с ОУ и ОХ, а требования к располагаемым угловым ускорениям достаточно высокие 0.31.2 рад/с2, с другой стороны момент инерции относительно оси ОХ слабо зависит от размещения полезной нагрузки и способен сильно в 1.5-2.5 раза (для дальнемагистральных самолетов большой пассажировместимости классической компоновки) уменьшаться в процессе полета за счет выработки топлива.

Рюг»ИЯ1М>»Л1 /Л Вгсфюгеляжа

Рнс. 4. Анализ влияния параметров компоновки силовой установки, топливных баков и коммерческой нагрузки на облик самолета

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

- аналитические методы;

- методы на основе экспериментальных исследований;

- табличные методы основываются на центровочных ведомостях;

- методы твердотельного моделирования;

- методы определения моментов инерции на основе эмпирических коэффициентов распределения массы.

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

Учитывая, что моменты инерции зависят только от массы и ее расположения, можно провести анализ массово-инерционных показателей

основных агрегатов самолета, как в пространстве по трем осям, так и относительно отдельно взятых осей.

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

-ш - 2 — , г-

/1 =11 ■ 1П ) - 2/?Я Н = V(объем цилиндра)

где:

т,(масса агрегата) = Н(высота цилиндра) Л

I) (радиус инерции агрегата) = 2жЯг(радиус цилиндра) V

^ и к,- радиусы виртуальных зон компоновки

Т(!ИЛ"1» ™ Пни.!.™».ну. I»™

Рис. 6. Гистограмма / _ ,

% ™ ОстальнОЧ

относительных моментов инерции и основные зоны компоновки относительно оси ОХ самолета

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

д(mj■ij2) __ т 2 ' — 1 ]

эТГ

дт /

дТ7

д г /

дт /

3 (»2 у

(10)

Э г у

-2 ■ т )

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

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

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

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

Доступное компоновочное пространство для топливных баков описывается системой неравенств вида:

f(x,y,z) < 0 (11)

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

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

dlóa д(т,)<1 • Í,)ec„ó. ) д(т,)в • ióanep. ) - ,7 7 ч

-=- = ----1--«- — 1-Шдг ■ \1йвсоб. + I Овпар. ) к1-1-!

di,>, di,)« di,)«

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

I дС Л — Т г, Ф=> —=—> 2 -т. - ¡и

1 я; '

г, Т=> —-» 2 • т. ■ (1,р + г'/*) ; 5/,

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

Компоновочное пространство для водяных баков, предназначенных для многократного забора и сброса воды во время выполнения операции по тушению пожаров фактически ограниченно зоной Г|=0.09-0.21, что связано с одной стороны необходимостью минимизировать влияние на изменение центровки, что в принципе может быть скомпенсировано симметричным расположением баков, а с другой симметричное расположение, с относительным радиусом инерции более 0.21, может привести к циклическому неблагоприятному изменению моментов инерции относительно оси 02. Для водных баков зависимость приращения моментов инерции от радиус вектора можно записать в общем виде (14):

м« _

(14)

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

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

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

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

М<М"асп

1 Л ОХ - ОХ

МГ = . ^ => ДС М» (15)

М"""''' = /

где: Мр""п - располагаемый стабилизирующий и управляющий моменты относительно оси ОХ; д/"'"«г - потребный стабилизирующий и управляющий моменты

относительно оси ОХ; I -момент инерции самолета относительно оси ОХ;

г< - плечо точки приложения силы на поверхности управления

01 относительно оси ОХ;

Р' - сила на соответствующей поверхности управления;

-потребное угловое ускорение крена Данную систему уравнений можно рассматривать как определяющую взаимосвязь моментно-инерционной компоновки самолета и облика системы управления в канале крена.

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

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

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

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

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

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

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

' ' \ Л2 г2

+ 1 71т""Р "2 ----^ . '2

где:

0,185

-1

т.

-1т +

т.

2,315]Г

Щ„ 72 -»0«

т,.....

12

(16)

- взлетная масса самолета;

- масса пустого снаряженного самолета;

- масса двигателя;

- масса топлива расположенного в крыле;

- размах крыла;

- относительный радиус инерции топлива в крыле;

- относительные радиусы инерции двигателей.

Формула расчета 1л, - для самолетов, с двигателями, находящимися на крыле, либо в районе стыка крыла с фюзеляжем (т.е. для тех самолетов, у которых момент от двигателей относительно оси ОЪ достаточно мал):

/ / \ \2

1,)м

/„ =

0,447

т,.

\ + 2,655^Ц,+12,93£

т,,

-1<м

т.

12

(17)

Формула расчета 1Ю - для самолетов, с двигателями, находящимися в хвостовой части фюзеляжа (т.е. для тех самолетов, у которых момент от двигателей относительно оси ОЪ значительный):

/,„ =

где:

0,475

— 1

т..

¿>о 12

(18)

- взлетная масса самолета; тпс11 - масса пустого снаряженного самолета;

т,м - масса двигателя;

тт.кр. - масса топлива расположенного в крыле; Ьф - длина фюзеляжа;

/„.„. - относительный радиус инерции целевой нагрузки;

/,,„ - относительные радиусы инерции двигателей.

Проверка адекватности моментно-инерционных моделей, на основе расчетных коэффициентов распределения массы представлена на графике (рис. 7).

Расчетные моменты инерции [кг*м2]

Рис. 7. Проверка адекватности инерционных моделей

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

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

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

С целью минимизации числа итераций и обеспечения сходимости компоновки необходимо выявить критичный фактор этого процесса, и относительного него провести построение компоновочных процедур в единый алгоритм. Моментно-инерционный фактор оказывают непосредственное влияние, как на формирование допустимого компоновочного пространства, так и на процедуры позиционирования в нем агрегатов и систем самолета В целом это приводит к рациональности решения «обратной» задачи компоновки (рис. 8), когда облик самолета обусловлен и формируется от ограниченного компоновочного пространства. При этом реализация «обратной» задачи компоновки исходит из выявления компоновочного пространства и декомпозиции его по характеристическим признакам. В качестве последних выступают центровка, моменты инерции, удельная плотность и т.д. Характеристические признаки несут концептуальную составляющую, как для отдельных агрегатов, так и для самолета в целом. Реализация построения компоновочных процедур относительно критичного фактора приводит к декомпозиции компоновочных процедур и выявлению очередности их проведения.

УСТОЙЧИВОСТЬ'

Поперечный

V. 'А"

Ли" ' )пп.

Управляемость

/

Ж ,4'

потр

¿а

>Л

!гг

•1гп•

к

[{0х

т„

Каналы движения }

Путевой

ЛГдоп р

Употр И

и и

I)

и

__

мГсп*-

Продольный

Л Л (1

л'б.ьДМ)

Г'бал(М)

ЧЧМ)

Р§(М)

а

компоновка хир-киуст-тп хар-ки упр-ти

=(ТЗ}

Рис. 8. Алгоритм решения обратной задачи при проведении компоновки

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

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

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

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

где: располагаемый стабилизирующий и

управляющий моменты относительно соответствующей оси;

потребный стабилизирующий и управляющий моменты относительно соответствующей оси;

момент инерции самолета относительно соответствующей оси; е^- - угловое ускорение; Ъхг - плечо рулевой поверхности; Рх>, - равнодействующая тяги органов управления в каналах крена, курса и тангажа соответственно.

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

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

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

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

мрас >мпот

хуг — хуг

Мрж=р

хуг хуг хуг

М"™ = Г

хуг хуг хуг

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

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

где в перечисленном порядке £ т1 (х) - 1 = 0; приведены уравнения,

' _ обеспечивающие: ^о)

■ X X ^ (х) ~ ' = ; -условие массового баланса;

' -условие моментно-инерционных

5] '" Д*) * £ ). = 0; балансов по всем осям;

1 ' -условие балансировки.

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

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

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

Таблпца 1

Этапы формирования

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

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

В седьмой главе приведены математические аспекты прикладного анализа моментно-инерционной компоновки и облика системы управления. Анализ структуры процедур моментно-инерционной компоновки и формирования облика системы управления для перспективных самолетов рассматриваемых классов, проведённый в диссертации, показывает, что отыскание вектора конструктивных параметров X е X ;(0|| ,гдеХлоп - множество допустимых вариантов проекта, есть сложная многокритериальная задача, которая рассмотрена в первой главе диссертации. В общем вцде её можно представить так: определить вектор конструктивных параметров X *, состоящий из элементов, которым соответствует минимальное значение целевой функции Р(р; х; и), связывающей параметры и характеристики проектов на множестве ограничений.

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

Как было показано выше, определяющим условием успешного создания момс! гп Ю-И1 юрциош юга облика самолета является рациональная моментно-инерционная компоновка с точки зрения получения стабильных моментно-инерционных показателей удовлетворяющих потенциальным возможностям выбранного типа системы управления. Эти особенности не позволяют в полной мере применить изложенные во введении подходы к автоматизированному проектированию, и требуют модификации процесса автоматизированного проектирования самолетов.

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

Разработанный программный комплекс «Моментно-инерционный фактор», государственный регистрационный номер N»2011610197, позволяет выполнять синтез (рис. 9) альтернативных вариантов моментно-инерционных компоновок самолета, визуально отображая изменение значения любого параметра на экране монитора

Синтез моментно-| инерционной компоновки относительно оси ОХ

- »Ш ' '-1? ; й» ^

з™ Компоновка ; силовой установки

Синтез моментно- | : инерционной компоновки | относительно оси 07. |

г, ^ - V ■ - шттт

< Компоновка

пассажирского салона

Параметрический синтез (оптимизация для данной структуры)

Синтез интегральной моментно. инерционной компоновки относительно оси ОУ

Численный эксперимент

Анализ полученных массивов•данн^х-^-

Неудовлетворительные результаты Рекомендации по изменению моментно-: инерционной компоновки

Неудовлетворительные результаты; I Рекомендации по изменению структурной й | Й потоковой схемы системы управления |

Удовлетворительные результаты

Формирование проектных рекомендаций

Рис. 9. Схема автоматизированного синтеза моментно-инерционной комаоновкн самолета с учетом характеристик системы управления

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

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

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

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

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

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

0.94

¡, «0,6-1.0»

=0,77-1.2! и«. »1,25-2.07 га, = 0.47 т ..»»>, ="0.039 ■ 0,039

Топливо

Двигатель внутренний

Двигатель наружный

\ 1 - вариант 1 2 - вариант 2 3-вариант 3 4 - вариант 4

Рис. 10. Альтернативные варианты моментно-инерционной компоновки топлива и двигателей в крыле

Состав коммерческой нагрузки ¡ -Пассажиру

Проектное параметра Взлетная масса тв - 110000 кг Обже количество пассажиров 130 Количество пассажиров в салоне 1-го масса п'^ Количества пассожиров в салоне 2-го класса п1^ Количество поссожиров в салоне i-го класса п1^ Длина самолета L- 70 м Длина самолета ¡m аита 44м Рсдиус инерции комнерческоо нагрузки omnocurntrno 0Z

- 24 .... 68

- 4Í

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

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

В наибольшей степени на моментно-инерционные характеристики относительно оси 02, для самолетов классической схемы, управляемое влияние оказывает масса коммерческой нагрузки и ее размещение. Зависимость от расположения двигателей и топливных баков проявляется на уровне выбора схемы расположения этих агрегатов и в дальнейшем слабо зависит от геометрических параметров компоновки, поэтому их приращение а///аш„ при анализе малых приращений можно принять равным нулю.

Величина момента инерции коммерческой нагрузки может составлять от 20% до 60% от суммарного значения момента инерции по оси 02 всего самолета (рис. 13). Так же значительное влияние на моментно-инерциальную компоновку по оси 02 оказывает фюзеляж 25-50%, в несколько меньшей степени - горизонтальное и вертикальное оперение.

Для уменьшения значений момента инерции относительно 02 необходимо:

- снижать массу конструкции фюзеляжа и оперения за счет применения композиционных материалов;

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

Двигатели внешние

0.00 0,06 0.1 J 0.1? 0,22 0.28 0.33 0,39 О/И 0.50 0,56 0.61 0.67 0.72 0.78 0,83 0.89 0.34 U

Дальность полета Loth

Огж»скТ1глк«мсязрй«еп>ы 1 )< W.flS

i*-л- " 0. HI « (.',.47

in.«™. " 0,039

Рис. 12. Анализ влияния компоновки на стабильность момситно-инерционных показателен

Рис. 13. Анализ моментно-инерционного обтака и степени изменения моментов инерции, относительно оси ОЪ, в зависимости от конфигу рации самолета (от текущей массы топлива и коммерческой нагрузки, в случае предельно переднего размещения коммерческой нагрузки)

; ■ Коммерческая нагрузка | В Топливо ! а Крыло ¡8 Фюзеляж (аДеигатели внешние ¡Я Двигатели внутренние ¡□Киль

¡□Стабилизатор |м Основные опоры шасси р Передняя опора шасси

2 3 4

1 -взлетная конфигурация mm,= max, mIDn= max; 2-перегоночная конфигурация; m^r 0, mrcn= max;

3 - посадка с полной загрузкой mm,= max, nw1 5-10%*mroraiIK;

4 - посадка пустого самолета гп,^ 0, тгоп= 5-10%*патоп,тах.

Это позволит уменьшить радиус инерции фюзеляжа и коммерческой нагрузки, при сохранении массы, относительно оси ОЪ, снизит нагрузки на систему управления в продольном канале, что в свою очередь благоприятно отразится на массовых характеристиках.

В четвертой части девятой главы исследованы тенденции изменения моментно-инерционного облика на этапах формирования структурной схемы самолета

В допустимых диапазонах компоновки моменты инерции относительно разных осей имеют принципиально различное влияние на облик самолета, например приращение массы конструкции самолета непосредственным образом зависит как от 1Ж так и от (рис. 14) эти зависимости описываются производными: дтк 8тк дтк дтк Л

дКР дт,Р дтф

Отрицательные значения производной массы конструкции самолета по приращению момента инерции относительно оси ОХ объясняются, тем, что в типичных ситуациях увеличение момента инерции относительно оси ОХ, за счет увеличения радиуса инерции приводит к более равномерному распределению массы самолета вдоль размаха крыла, что в свою очередь позволяет снизить массу конструкции. Увеличение момента инерции относительно оси ОХ за счет увеличения массовой составляющей носит более сложный характер, но, в целом, если это увеличение связано с разгрузкой фюзеляжа, то оно также приводит к снижению массы конструкции в целом, т.е. (22):

дт,,

дтк

дтф I

Ъткр Т

(22)

С другой стороны аналогичное увеличение моментов инерции относительно оси ОЪ приводит к увеличению изгибающего момента в фюзеляже, как за счет увеличения радиуса инерции, так и за счет роста массы, что неизбежно требует увеличения массы конструкции фюзеляжа и самолета в целом.

В результате анализа этих зависимостей (рис. 15) был получен параметрический ряд (рис.16), отражающий эволюционное развитие в моментно-иперционном облике самолетов, связанный как с ростом массы самолетов, так и с изменениями в структурно-компоновочном облике, что отражает постепенное увеличение моментов инерции относительно оси ОХ, и крайних значениях этого ряда находятся с одной стороны магистральные узкофюзеляжные самолеты первых поколений, а с другой перспективные самолеты нетрадиционных вариантов компоновки - летающее крыло, а на современном этапе широко представлены промежуточные решения в виде широкофюзеляжных самолетов нормальной аэродинамической схемы.

Отечественный и зарубежный опыт проектирования магистральных самолетов подтверждает, что с увеличением относительного радиуса инерции самолета относительно оси ОХ происходит общее снижение массы самолета, за счет разгрузки крыла, а при увеличении относительного радиуса инерции относительно оси 02 происходит увеличение массы самолета. Таким образом, в допустимых диапазонах моменты инерции относительно разных осей имеют диаметрально противоположное влияние на облик самолета.

-34-

ШИШ —* Ясессжире*

г2

I, Х тпосс

I, X т.

14. Анализ влияния параметров моментно-инерционной компоновки относительно оси ОХ на облик самолета

ёзд&пнвл маем л», - ПЖЮ *&

Обже томтст&> еюссощ^Ь 130

К0Ю*Ш>6а МСЖ*иШ 5 СйШв ШОЯ ££ ~

Кыт<х!*Ьу посеякирв$ б со$оне 2~<х> кжлса ■■■■ &&

Кыа?*ес№&а пассатрой Ь сонош кшеа

Л,т*9 евтл&гн) I - 7йа

Ммит т^омт 1.т 44 к

Рйдгус инерции шррзху ¡яшхшызжа 02 — '3,9 ч

Рнс. 15. Комплексный анализ влняння параметров моментно-инерцнонной компоновки относительно оси ОУ на облнк самолета

В пятой части девятой главы проанализировано влияние изменения моментно-инердионных характеристик в течение полета на выбор структуры системы управления.

Задача определения структурно-потокового облика канала управления по крену решалась как задача проектирования системы упрааления при известных схемных решениях и фиксированных требованиях к управляемости самолета. В свою очередь, как было рассмотрено в пятой главе диссертации, альтернативные стратегии позволяют сформировать облик систем управления обладающих (рис. 17) различными характеристиками, проявляющимися в изменении уровня управляемости при переходе на резервные и аварийные режимы. Использование разработанных характеристических матриц описывающих состав, параметры и эффективность функционирования альтернативных вариантов системы управления на основных режимах работы в совокупности с полученными данными об изменении моментно-инерционного облика самолета в течение полета позволило сформировать параметрический ряд областей существования самолета по критерию управляемости в зависимости от параметров моментно-инерционной компоновки и степени уменьшения эффективности работы системы упрааления по режимам работы.

На рисунке 18 приведены области реализуемых значений критерия у в зависимости от режима работы системы управления, выработки топлива по дальности полета, и параметров компоновки двигателей.

-36-

1 2 3 4 5 6 7

195х 196.x 198х

Рис. 16. Тенденции в эволюционном изменение соотношений относительных радиусов инерции самолетов

Система управления рулями в канале крена

Изменение параметре«

3 1- '

3 2 1 2

1 1 ! I 1 : а

с; <Г> й 1 1 : 1 I О

2=

Основной электро- | | ДИСТАНЦИОННЫЕ »онтур I

Резервный алекгро- |

. ДИСТаНЦИОИНМИ КОК1у|! |

: АвйрИНИЫЙ ЯЯбКТрО- | дистакииоммый контур |

0,008 0,007

0,008 0,007

0,008 о

0,005 0,005 0,005 0,005

0,84 0,73

0,84 0,73

0,84 0,51

0

0,51

0,64 0,57 0,51 0,44

0,64 0,57 0,51 0,44

0,64 0,57 0,44

0,64 0,57 0,44

1 1

0,774 0,477

Рис. 17. Анапнз основных режимов работы системы управления с замещением отказавшего контура

и =0,99

¡да.,»>т =0,77-1,21

Ьдв.внсш ~~ 1,25-

111-г = 0,47

2,07

ГП;т.,шуг = 0.039 гпдк.висш = 0,039

удовлетворительно

Рис. 18. Анапиз влкяшш изменения момстио-нисрцпонпых характеристик в течение полета на основные режимы работы "^Г системы управлении:

неудовлетворительно 1.0-0.75-05 от штатной эффективности

1с.у.

Анализ зависимостей показывает, что изменение уровня моментов инерции при выработке топлива оказывает негативное влияние на управляемость при работе через аварийные и резервные контуры, в которых не предусмотрена компенсация и изменение передаточного коэффициента в каналах системы управления.

В свою очередь завышенные моменты инерции ограничивают области применения систем управления построенных с использованием стратегий допускающих значительное 0,5-0,75 уменьшение располагаемых моментов на управление, или требуют дополнительных мероприятий направленных на увеличение располагаемых моментов.

Таким образом, с последовательным уменьшением располагаемых моментов происходит уменьшение области реализации критерия У, при этом градиент зависимости уЩ также уменьшается. Вырождение области существования, в рассматриваемом случае, наступает при снижении уровня эффективности системы управления менее 0.55 от штатного режима, для рассматриваемого варианта. Минимально допустимое значение критерия /=1, в точке вырождения соответствует, минимально допустимому располагаемому моменту на управление для данной моментно-инерционной компоновки при текущем уровне функциональности системы управления. Эта зависимость ограничивает области применения систем построенных с использованием стратегий использующих одновременную работу резервных систем на разных поверхностях управления.

В шестой части девятой главы сформированы особенности моментно-инерционной компоновки перспективных типов пожарных гидросамолетов.

Как было рассмотрено, во втором разделе диссертации, при выборе зон компоновки топливных и водных баков необходимо учитывать, что при вращательных эволюциях самолета жидкость не участвует в них полностью, так как не увлекается стенками баков, а скользит относительно них. Рассмотренные особенности моментно-инерционной компоновки топливных и водяных баков, позволяют сделать вывод, что доминирующее значение на моменты инерции относительно оси ОХ оказывают топливные баки, расположенные в крыле.

Изменение компоновки баков кроме снижения моментов инерции относительно оси ОХ позволяет значительно стабилизировать показатели управляемости самолетом по дальности полета. Стабилизация моментно-инерционных показателей в течение полета является одной из основных задач компоновки самолетов. Это связано с тем, что значительное изменение степени управляемости относительно оси ОХ приводит к изменению законов управления самолетом, а в случае перехода системы управления на аварийные режимы и к возможной потере управляемости самолетом, что особенно актуально на взлетно-посадочных режимах.

В наибольшей степени, управляемое влияние на моментно-инерционные характеристики относительно оси ОX для гидросамолетов классической схемы оказывает масса водных баков и их размещения, а также схема компоновки силовой установки. Влияние топливных баков находится в непосредственной зависимости от параметров крыла. Это позволяет, выделить этапы компоновки зон расположения целевой нагрузки (водных баков), силовой установки и топливных баков при ■формировании схемных решений.

Зависимость от расположения силовой установки и водных баков проявляется на уровне выбора схемы расположения и в дальнейшем слабо зависит от геометрических параметров компоновки, поэтому их приращение !"т. при анализе малых приращений можно принять равным нулю.

Проведенный анализ (рис. 19) показал, что, в благоприятном варианте, величина момента инерции водных баков может составлять от 8% до 15% от суммарного значения момента инерции по оси ОX всего самолета. Так же значительное влияние на моментно-инерционную компоновку по оси ОХ оказывает фюзеляж (35-60% от 1г всего ЛА), в меньшей степени - горизонтальное и вертикальное оперение.

Для уменьшения значений момента инерции относительно ОЪ необходимо:

- оптимизировать моментно-инерционную компоновку водных баков;

- снизить массу конструкции фюзеляжа и оперения (новые конструкционные решения, новые материалы и т.д.);

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

Это позволит уменьшить радиус инерции фюзеляжа и целевой нагрузки (при сохранении массы) относительно оси OZ, снизить нагрузки на систему управления в продольном канале, что, в свою очередь, благоприятно повлияет на массовые характеристики оперения, тем самым, еще больше уменьшая момент инерции относительно ОХ. Но, в тоже время, возможно, некоторое (-5%) увеличение значений момента инерции относительно оси ОХ, при этом возрастают нагрузки на систему управления в поперечном канале, что дает прирост массы крыла (из-за увеличения потребных мощностей системы управления и нагрузок), и, соответственно, некоторое увеличения значений моментов инерции относительно оси ОХ за счет стреловидности крыла.

Состсд агрегатов создавших наибольший момент инериии относительно оси 02

1 1 — водные боки

-Оборудование

— ДЬи&атели

Проектные параметра Взлетная масса гп0 - 40000 кг Длина самолета ¿ •- 32.05 н Масса двигателей т^ - 3200 кг Масса в ода т6 - 12000 кг Масса оборудования -2000 ке Ради/с инериии коммерческой нагрузки относительно 02 ' 6 I

Радиус инериии относительно 02

Плотность компоновки оборудования 0.64

.Л:

Плотность компоновки водных баков

А

>

Приведенная плотность силовой установки ' \

- 0.085 —4------------0.44-----------—4

\

___

' А ч

О И У** | .„^вВ*

Тог 2

/, X т „

I, X гпе ■012

х тдВ

ГХ 21/77

Рнс. 19. Анализ влияния параметров момситно-инерционной компоновки относительно оси ОХ на облик пожарного гидросамолета

В седьмой части девятой главы рассмотрены особенности моментно-инерционной компоновки перспективных типов маневренных самолетов с учетом обойка системы управления.

В перспективе, особенностью маневренных самолетов шестого поколения (рис. 20) станет использование схемы «летающее крыло», что приведет к отсутствию вертикального оперения, его роль, в этом случае будут выполнять расщепляющиеся элевоны, расположенные в ишцевой части крыла, оггсутствию горизонтального оперения, и переднего горизонтального оперения. Это открывает принципиально новые направления в задачах синтеза моментно-инерционного облика (рис. 20) и формирования системы управления. Далее в автореферате будет показано, что форма летающего крыла является наиболее предпочтительным вариантом моменгно-инерционной компоновки самолета

■ П

.1 хгу J к 2 у собственный Л хгу переносной

Рис. 20. Синтез моментно-инерционного облика для маневренного ударного комплекса поколения 6

В восьмом разделе девятой главы приведены материалы по результатам использования демонстратора для подтверждения влияния изменения параметров моментно-инерционной компоновки на облик самолета.

В результате анализа результатов предыдущих исследований, стала очевидной необходимость создания комплексного демонстрационного обеспечения, которое позволит формировать моментно-инерционный облик различных типов самолетов на всех этапах проектирования - от зарождения идеи до летных испытаний. Которое также необходимо для проверки и принятия новых технических решений в процессе формирования моментно-инерционного облика, выявления еще неизвестных особенностей влияния моментов инерции на облик и эффективность системы управления рулями самолета, что, в свою очередь, позволит отказаться от необходимости создания дорогостоящей летающей лаборатории, ограничившись масштабным демонстратором. Проектные исследования проводились с использованием разработанного научно-методического обеспечения с целью выявления влияния моментно-инерционной компоновки самолетов на облик системы

управления и эксплуатационные характеристики. В качестве объекта исследования рассматривались перспективные самолеты тандемной схемы. Данный выбор в рамках исследования продиктован принципиальной возможностью смоделировать практически все перспективные схемы в моментно-инерционном облике в рамках существующей тандемной схемы. Исследования были проведены на множестве вариантов структурных и компоновочных решений в облике самолета.

Исследования по верификации (рис. 21) расчетных моментов инерции проводились на демонстраторе АСА-2КС и самолете прототипе 0200. После чего были сформированы проектные рекомендации по формированию моментно-инерционного облика самолета АСА-2 и изменению существующей компоновки С>200.

Рис. 21. Проверка адекватности инерционных моделей относительно оси ОХ

Проведенные исследования показали, что контроль моментно-инерционного облика самолета на всех этапах проектирования и изготовления, опытных образцов, позволяет сократить объем работ на этапе испытаний, а также способствует выбору наиболее рационального облика и компоновки самолета на ранних этапах проектирования.

В девятом разделе девятой главы выявлено влияние параметров моментно-инерционной компоновки на массу и дальность полета самолета.

В процессе анализа рассмотрены альтернативные варианты моменгно-инерционной компоновки топлива двигателей и коммерческой нагрузки и их влияние на изменение массы самолета

В совокупности результаты этого анализа дали основу для исследования взаимного влияния (рис. 22) относительной массы крыла, фюзеляжа и параметров моментно-инерционной компоновки в виде радиусов инерции пассажиров и багажного отсека. Это, в свою очередь, позволило сформировать зависимость дальности полета от параметров моментно-инерционной компоновки самолета:

КУ . 1 ¿=3.45—яг£..1п-_-»----- ——-—=—--=-=—(23)

Проведенный анализ показывает (рис. 23), что при сравнении с реализованными проектами данные, полученные как оптимумы на графиках областей допустимых значений моментно-инерционных характеристик, позволяют улучшить летно-технические характеристики до 7-8% за счет снижения и стабилизации моментно-инерционного облика в течение полета.

& 2.1

2

5 «л

| о

1

Компоновочные ограничения

ч ч

¡СУ. = /(/т), при 1Ю, = сот1

компоновочные ограничения

; \nn-ae

Ия-76 \

» 0.4?.;

* 0,0?8; * 0Д5*

» О.-П:

\

О 0.3 0.6 0.7 0.9 1.1

Относительный радиус инерции топливных баков

Рис. 22. Анализ влияния моментно-инерцнонной модели на массу крыла

Выявленная зависимость изменения дальности полета от взлетной массы при оптимальных значениях моментов инерции отражает изменение степени влияния моментно-инерционных параметров на облик и летно-технические характеристики самолета при увеличении типоразмера самолетов. Эти исследования подтверждают актуальность работ направленных на оптимизацию моментно-инерционного облика для дальнемагистральных самолетов большой пассажировместимости.

В десятом разделе девятой главы приведены перспективные направления синтеза моментно-инерционного облика самолетов. На современном этапе научно-технического развития можно выделить два основных направления исследования проблем моментно-инерционного облика перспективных самолетов.

Первое направление связано с увеличением эффективности и повышением надежности системы управления, а второе со снижением и стабилизацией моментно-инерционного облика самолета. Увеличение эффективности системы управления возможно по трем направлениям: увеличение площади рулевых поверхностей, возможно с применением альтернативных типов поверхностей управления, увеличение плеча от точки приложения силы до оси вращения, и применение энергетических методов увеличения эффективности системы управления за счет отбора избыточной мощности от силовой установки.

Относшжлъят «ос« тоюо&а для сачюетакпжстесюй схты

/„к... • ох

а аюптт для стопите с;

Сравнение распределения гпогжтг« крыт? ■нойсхшыисхб*

Сравнение результатов тжттю-инерцитной компановки топгшж | для самолета нормальной схемы и схемы *тюа>ощее кршо' |

Рис. 24. Сравнительный моментно-ннернионный анализ, относительно оси ОХ, магистрального самолета выполненного по нормальной аэродинамической схеме и по схеме летающее крыло

О 2000 4000 6000 8000 10000 12000 14000 16000 18000 20000

Дальность, км (I)

Рис. 23. Анализ влияния моментно-инерционнон компоновки

на дальность полета___

В рамках второго направления наиболее радикальными являются работы направленные на исследование нетрадиционных структурно-компоновочных схем. Которые позволят снизить общий уровень моментов инерции и обеспечат стабильность моментно-инерционных показателей в течение полета.

Проведенный сравнительный анализ (рис. 24) полученных в результате численного эксперимента характеристик моментно-инерционных компоновок магистральных самолетов нормальной аэродинамической схемы и самолета выполненного по схеме летающее крыло, показал явное преимущество в моментно-инерционных характеристиках самолета выполненного по схеме летающее крыло.

Выявлен (рис. 24.) ряд безусловных преимуществ в моментно-инерционном облике, таких как более рациональное размещение целевой нагрузки, топливных баков и силовой установки, что и обеспечило выигрыш в массе самолета до 7-8%, только за счет рациональной моментно-инерционной компоновки.

Для перспективных дальнемагистральных самолетов большой пассажировместимости, пожарных гидросамолетов и сверхманевренных ударных комплексов результаты проектных исследований на современном уровне научно-техиического развития подтвердили актуальность использования предложенных методов формирования моментно-инерционного облика.

ВЫВОДЫ

Разработано научно-методическое обеспечение анализа влияния моментно-инерционного фактора на облик самолета.

Выявлены, перспективные типы самолетов, для которых моменгно-инерционный фактор оказывается одним из определяющих успех при решении проектных задач. К таким самолетам, в первую очередь, следует отнести дальнемагистральные самолеты большой и сверх большой пассажировместимости, ударные сверхманевренные самолеты, самолеты вертикального взлета и посадки и пожарные гидросамолеты.

1. Определены и формализованы ограничения, влияющие на моментно-инерционный облик самолета, для дальнемагистральных самолетов большой пассажировместимости такие ограничения характерны со стороны инфраструктурных факторов (например, даже современный А-380 в ряде случаев оказывается несовместим с существующей инфраструктурой), ограничения со стороны характеристик устойчивости и управляемости самолета. Для пожарных гидросамолетов также необходимо рассматривать ряд компоновочных факторов при расположении водных баков. Задача согласования моментно-инерционной компоновки с возможностями системы управления выделена в отдельный раздел, определены задачи, решаемые на этом этапе и их влияние на облик системы управления и эффективность самолёта в целом. Необходимо отметить, что для проектных работ по формированию моментно-инерционного облика самолета характерна более глубокая связь между этапами компоновки и высокая итерационность процесса, что во многом размывает границы между проектными этапами.

2. Разработанные, новые методы, определения моментов инерции самолета на основе расчетных коэффициентов распределения массы, позволяют эффективно проводить работы по формированию моментно-инерционной компоновки уже па ранних этапах проектирования с итерационным увеличением точности от 25 до 10%, как для самолета в целом, так и для отдельных агрегатов, таких как крыло, фюзеляж, оперение, силовая установка, топливные и водные баки.

3. Выявленные и систематизированые схемные и конструктивно-компоновочные решения в сочетании с альтернативными вариантами системы управления, обеспечивают снижение требований к системе управления самолетом при работе на аварийных режимах.

4. Сформированная номенклатура и состав моделей необходимых для обеспечения этапа моментно-инерционной компоновки самолетов, позволила формализовать основные агрегаты системы управления, и разработать модели, которые в свою очередь позволяют выполнять анализ моментно-инерционного облика на ранних этапах проектирования. Это позволило сформировать алгоритмы для создания современной автоматизированной подсистемы проведения научных и проектных исследований в области моментно-инерционного облика самолета.

5. Разработанные модели и алгоритмы легли в основу подсистемы синтеза моментно-инерционной компоновки «Моментно инерционный фактор», свидетельство о государственной регистрации программы для ЭВМ №2011610197.

6. На основе разработанного научно-методического обеспечения были проведены проектные исследования и получены следующие результаты:

-для типовых дистанций расположения двигателей выявлены рациональные диапазоны размещения топливных баков (шах 0.5-0.7 от размаха крыла), обеспечивающие получение рационального моментно-инерционного облика самолета, позволяющего снизить разброс моментно-инерционных показателей в течение полета в 1,3 раза. Для реализации этих требований необходимо отойти от традиционных зон компоновки топливных баков в крыле между лонжеронами и применить либо сосредоточенные баки с вынесением за обводы крыла, либо изменить концептуальный облик самолета;

- определено влияние параметров моментно-инерционной компоновки топлива и двигателей на изменение массы крыла и выявлена зависимость между параметрами моментно-инерционной компоновки двигателей и топливных баков при фиксированном моменте инерции крыла;

- определено влияние параметров моментно-инерционной компоновки целевой нагрузки на изменение массы фюзеляжа;

- определено интегральное влияние параметров моментно-инерционной компоновки на дальность полета;

- выявлено, что применение синтезированных рациональных вариантов моментно-инерционной компоновки, допускающих, например, изменение момента инерции относительно ОХ, в течение полета, не более чем в 1,6 раза, в совокупности с рациональным обликом системы управления, разработанной с использованием принципа замещения отказавшего контура, позволяет снизить избыточный уровень управляемости с 2,22 до 1,47, т.е. в 1.5 раза, при сохранении уровня эффективности системы управления, на аварийных режимах, не менее 0,6 от штатного. Использование синтезированных вариантов моментно-инерционной компоновки относительно оси OZ позволяет стабилизировать избыточный уровень управляемости в пределах 1,55, что благоприятно отразится на аварийных режимах работы контура системы управления.

Использование полученных результатов позволит сократить время, снизить стоимость и повысить качество проектно-конструкторских работ на этапе согласования моментно-инерционной компоновки самолета с возможностями системы управления. Что благоприятно отразится на улучшении летных и эксплуатационно-экономических характеристиках самолета.

Основные положения диссертации опубликованы в работах:

1. Долгов О.С., Куприков М.Ю. «Формирование структурно-параметрического облика современной системы управления дальнемагистрального пассажирского самолета»// Сборник тезисов докладов научной конференции молодых ученых «VI Королевские чтения: Всероссийская молодежная научная конференция», Самара 2001;

2. Долгов О.С. «Формирование облика современных систем управления дальним магистральным самолетом в среде систем автоматизированного проектирования»// Сборник тезисов докладов научно практической конференции молодых ученых «Новые информационные технологии» тезисы докладов 9 ой международной студии школы семинара, МГИЭМ 2001;

3. Долгов О.С., Куприков М.Ю. «Структурно-параметрический анализ систем управления дальнемагистрального пассажирского самолета в среде современных систем автоматизированного проектирования»// Тезисы докладов международной молодежной научной конференции «27 Гагаринские чтения», Москва 2001;

4. Долгов О.С. «Анализ влияния моментно-инерционной компоновки дальнемагистрального самолета на облик системы управления»// Тезисы докладов 3-ей международной конференции «Авиация и космонавтика -2004», Москва, МАИ 2004;

5. Долгов О.С. «Анализ влияния моментно-инерционной компоновки самолета на структуру системы управления»// Тезисы проектов всероссийского конкурса на лучшие научные работы по техническим наукам (проекты в области высоких технологий), Москва, МГИЭМ 2004;

6. Долгов О.С. «Влияние геометрических параметров компоновки топливных баков и силовой установки на структуру и параметры системы управления в канале крена дальнемагистрального самолета большой пассажировместимости»// Прикладная геометрия, инженерная графика, компьютерный дизайн, №1, Москва 2005;

7. Долгов О.С. «Влияние моментно-инерционной компоновки самолета на облик системы управления»// Качество и жизнь, №5, Белгород 2005;

8. Долгов О.С. «Влияние параметров компоновки топливных баков и силовой установки, на облик системы управления в канале крена дальнемагистрального самолета»// тезисы докладов международной студии школы семинара «Новые информационные технологии», Москва МГИЭМ 2005;

9. Долгов О.С. «Влияние геометрических параметров компоновки топливных баков и двигателей, на облик системы управления самолета в канале крена»// Прикладная геометрия, №7-15, Москва 2005, http ://www. mai.ru/~apg/Volume7/v7_n 15 .htm;

10. Долгов О.С. «Анализ влияния параметров моментно-инерционной компоновки на летно-технические характеристики дальнемагистрального самолета большой пассажировместимости с использованием прикладных информационных технологий»// тезисы докладов международной студии школы семинара «Новые информационные технологии», Москва МГИЭМ 2006;

11. Долгов О.С. «Влияние моментно-инерционной компоновки самолета на облик системы управления»// Качество и жизнь, МОО «Академия проблем качества», Альманах 2007.-744с.;

12. Долгов О.С., Купрнков М.Ю. «Моментно-инерционный фактор в формировании облика самолета»// Монография, под редакцией Куприкова М.Ю,- М.: Изд-во МАИ-ПРИНТ, 2008.-180с.;

13. Долгов О.С., Куприков М.Ю. «Специфика формирования моментно-инерционного облика современных самолетов»// Прикладная геометрия, инженерная графика, компьютерный дизайн. - №2(12) М.:2008;

14.Долгов О.С., Лякишев М.А. «Влияние геометрических параметров компоновки коммерческой нагрузки на облик системы управления самолета»// Сборник тезисов докладов научно практической конференции молодых ученых «Инновации в авиации и космонавтике-2010», Москва:МАИ 2010;

15. Долгов О.С., Лякишев М.А. «Определение моментно-инерциониых характеристик для перспективных типов летательных аппаратов и анализ влияния моментно-инерционного облика самолета на эффективность системы управления»// Сборник тезисов докладов научно технической конференции молодых ученых и аспирантов АКТ-2010 «Научные исследования и разработки в области авиационных, космических и транспортных систем», Воронеж, 14 мая 2010;

16. Долгов О.С., Лякишев М.А. «Анализ влияния массово-инерционных характеристик агрегатов ЛА на компоновку самолета»// Сборник тезисов докладов научно технической конференции молодых ученых и аспирантов АКТ-2010 «Научные исследования и разработки в области авиационных, космических и транспортных систем», Воронеж, 14 мая 2010;

17. Долгов О.С., Лякишев М.А. «Согласование облика системы управления и моментно-инерционных характеристик самолета при изменении массы целевой нагрузки и выработки топлива»// Аннотации работ конкурса научно-технических работ и проектов «Молодежь и будущее авиации и космонавтики 2010», Москва:МАИ, СПб.Мастерская печати 2010;

18. Долгов О.С., Лякишев М.А. «Определение моментно-инерционных характеристик самолета относительно оси OZ, при изменении массы коммерческой нагрузки»// Труды XI Всероссийской научно-технической конференции молодых ученых и аспирантов «Научные исследования и разработки в области авиационных, космических и транспортных систем», Таруса, 20-22 октября 2010;

19. Долгов О.С., Лякишев М.А. «Анализ влияния моментно-инерционных характеристик на компоновку дальнемагистральных самолетов большой пассажировместимости (ДМС БП)»// Полет.- №9, М.Машиностроение 2010;

20. Долгов О.С., Куприков М.Ю., Куприков Н.М. «Особенности выявления моментно-инерционного облика перспективных самолетов, на ранних этапах проектирования»// Вестник Московского авиационного института,- № 2 т. 17, Москва:МАИ 2010;

21. Долгов О.С., Куприков М.Ю., Рипецкий A.B. «Особенности геометрического синтеза на разных этапах формирования облика самолета большой пассажировместимости»// Вестник Московского авиационного института,-№ 5 т. 17, Москва:МАИ 2010;

22. Долгов О.С., Куприков Н.М., Лякишев М.А. «Согласование облика системы управления и моментоинерционных характеристик самолета при изменении массы целевой нагрузки и выработке топлива»// Труды МАИ,-№41, Москва:МАИ 2010, http://www.mai.ru/science/trudy/;

23.Долгов О.С., Куприков Н.М. Лякишев М.А. «Анализ особенностей моментно-инерционной компоновки перспективных типов гидросамолетов относительно оси ОХ»//Труды МАИ,- №42, Москва:МАИ 2011, http://www.mai.ru/science/trudy/;

24. Долгов О.С., Куприков Н.М. Лякишев М.А. «Анализ влияния изменения массы целевой нагрузки на моментно-инерционные характеристики самолета относительно оси О Z»// Труды МАИ,- №42, Москва:МАИ 2011, http://www.mai.ru/science/trudy/;

25.DoIgov O.S., Lyakishev М.А. «Inertia-moment factor in airplane's form design»// Труды конференции: «4ТН EUROPEAN CONFERENCE FOR AEROSPACE SCIENCES (EUCASS)» AIR & SPACE ACADEMY , ЦАГИ, МНТЦидр., SPB 2011;

26. Долгов O.C., Смагин Д. И., Пугачев Ю. Н. «К вопросу испытаний бортовых гидравлических систем и их значение при разработке современных видов воздушных судов»// Труды МАИ.- №44, Москва:МАИ 2011, http://www.mai.ru/science/trudy/;

27.Долгов О.С., Кузовлева М.А., Лякишев М.А. «Анализ возможности повышения качественных характеристик моментно-инерционной компоновки перспективных типов гидросамолетов»// Качество. Инновации. Образование.-№4, Москва-.МИЭМ 2011;

28. Долгов О.С., Куприков Н.М. Лякишев М.А. «Разработка алгоритмов автоматизации формирования моментно-инерционного облика перспективных самолетов»// Труды МАИ.- №44, Москва:МАИ 2011, http://www.mai.ru/science/trudy/;

29. Долгов О.С. «Тенденции изменения моментно-инерционного облика на этапах формирования структурной схемы самолета»// Труды МАИ.- №44, Москва:МАИ 2011, http://www.mai.ru/science/trudy/;

30. Долгов О.С. «Анализ системы управления и моменто-инерционных характеристик самолета при изменении массы целевой нагрузки и топлива»// Труды МАИ.- №45, Москва:МАИ 2011, http://www.mai.ru/science/trudy/;

31. Долгов О.С., Куприков Н.М., Лякишев М.А. «Оценка зависимости моментно-инерционных характеристик от расположения топлива и коммерческой нагрузки»// Вестник КГТУ им. А.Н.Туполева.-№2, Казань: КГТУ-КАИ 2011;

32. Долгов О.С., Соседко A.A. «Проведение натурных и летных испытаний для верификации влияния параметров моментно-инерционной компоновки на облик самолета»// Вестник Московского авиационного института.- № 3 т. 18, Москва:МАИ 2011;

33. Долгов О.С., Лякишев М.А., Шорина Е.В. «Формирование алгоритмов по выявлению моментно-инерционного облика самолета на ранних этапах проектирования»//Научно-технический вестник Поволжья. №4, Казань 2011;

34. Долгов О.С., Соседко A.A. «Влияние компоновки несущей системы на облик летательного аппарата»// Полет.- №3, М.Машиностроение 2011.

Соискатель: Долгов О. С.

Подписано в печать 28.10.2011 г. Бум. Офсетная. Формат 60x84 1/16. Печать офсетная. Усл. печ. л. 2,79. Уч.-изд. л. 3,00. Тираж 100 экз. Зак. 053/1036.

Издательство МАИ (МАИ), Волоколамское ш., д. 4, Москва, А-80,ГСП-3 125993

Типография издательства МАИ (МАИ), Волоколамское ш., д. 4, Москва, А-80,ГСП-3 125993

ОСНОВНЫЕ СОКРАЩЕНИЯ, ОБОЗНАЧЕНИЯ И ИНДЕКСЫ 6 ВВЕДЕНИЕ

1.1. ЗНАЧЕНИЕ МАССОВО-ИНЕРЦИОННОГО ФАКТОРА В ПРОЕКТИРОВАНИИ И ЭКСПЛУАТАЦИИ САМОЛЕТОВ

1.2. АНАЛИЗ СУЩЕСТВУЮЩИХ РАБОТ ПО ФОМИРОВАНИЮ ^

МОМЕНТНО-ИНЕРЦИОННОГО ОБЛИКА ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ

ГЛАВА 2. ПОСТАНОВКА ЗАДАЧИ ИССЛЕДОВАНИЯ

2.1. ВЕРБАЛЬНАЯ ПОСТАНОВКА ЗАДАЧИ

2.2. МАТЕМАТИЧЕСКАЯ ПОСТАНОВКА ЗАДАЧИ

2.3. ОГРАНИЧЕНИЯ, ПРИ КОТОРЫХ РАССМОТРЕНА МОДЕЛЬ ФОРМИРОВАНИЯ МОМЕНТНО-ИНЕРЦИОННОГО ОБЛИКА САМОЛЕТА 28 ПОСТАНОВКА ЗАДАЧИ

ГЛАВА 3. МЕСТО И РОЛЬ ПОСТАВЛЕННОЙ ЗАДАЧИ ИССЛЕДОВАНИЯ В РАМКАХ ПРОЦЕССА ПРОЕКТИРОВАНИЯ 37 САМОЛЕТОВ

3.1. СТРУКТУРА ПРОЕКТНЫХ ПРОЦЕДУР ФОРМИРОВАНИЯ ОБЛИКА

САМОЛЕТА

3.2. МЕТОДЫ ОПРЕДЕЛЕНИЯ МОМЕНТОВ ИНЕРЦИИ

3.3. НОМЕНКЛАТУРА ПРОЕКТНЫХ МОДЕЛЕЙ И ТРЕБОВАНИЯ К НИМ 74 ВЫВОДЫ ПО ЧАСТИ I

ЧАСТЬ I. ВЫЯВЛЕНИЕ ЗАДАЧИ ИССЛЕДОВАНИЯ

ГЛАВА 1. АНАЛИЗ ОСОБЕННОСТЕЙ ФОРМИРОВАНИЯ МОМЕНТНО-ИНЕРЦИОННОГО ОБЛИКА ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ

ЧАСТЬ II. МЕТОДЫ СОГЛАСОВАНИЯ МОМЕНТНО-ИНЕРЦИОННОГО ОБЛИКА САМОЛЕТА С ВОЗМОЖНОСТЯМИ 79 СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ

ГЛАВА 4. ТЕОРЕТИЧЕСКИЕ АСПЕКТЫ СИНТЕЗА КОМПОНОВОЧНЫХ СХЕМ САМОЛЕТА ПРИ КРИТИЧНОСТИ

МОМЕНТНО-ИНЕРЦИОННОГО ФАКТОРА

ГЛАВА 5. МЕТОДЫ СОГЛАСОВАНИЯ МОМЕНТНО-ИНЕРЦИОННОГО ОБЛИКА САМОЛЕТА С ВОЗМОЖНОСТЯМИ 86 СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ НА ПРИМЕРЕ КАНАЛА КРЕНА

5.1. ЗАКОН КВАДРАТА-КУБА В ПРИМЕНЕНИИ К МОМЕНТНО

ИНЕРЦИОННЫМ ХАРАКТЕРИСТИКАМ САМОЛЕТА

5.2. АНАЛИЗ СИСТЕМ УПРАВЛЕНИЯ САМОЛЕТОМ

5.3. МОДЕЛИРОВАНИЕ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ

5.4. ГЕОМЕТРИЧЕСКИЕ МОДЕЛИ

5.5. МАССОВЫЕ МОДЕЛИ

5.6. МОМЕНТНО-ИНЕРЦИОННЫЕ МОДЕЛИ ВЫВОДЫ ПО ЧАСТИ и

ЧАСТЬ III. ПРОЕКТНЫЕ ИССЛЕДОВАНИЯ ПО ФОРМИРОВАНИЮ МОМЕНТНО-ИНЕРЦИОННОЙ

КОМПОНОВКИ И ЕЕ ВЛИЯНИЯ НА ОБЛИК САМОЛЕТА

ГЛАВА 6. МЕТОДЫ КОМПОНОВКИ САМОЛЕТА

6.1. ТЕОРЕТИЧЕСКИЕ АСПЕКТЫ СИНТЕЗА КОМПОНОВОЧНЫХ СХЕМ

САМОЛЕТА ПРИ КРИТИЧНОСТИ МОМЕНТНО-ИНЕРЦИОННОГО ФАКТОРА

6.2. КОМПОНОВКА САМОЛЕТА ПРИ КРИТИЧНОСТИ МОМЕНТНО-ИНЕРЦИОННЫХ ПАРАМЕТРОВ К ВОЗМОЖНОСТЯМ СИСТЕМЫ 163 УПРАВЛЕНИЯ

6.3. КОМПОНОВКА САМОЛЕТА ПРИ КРИТИЧНОСТИ МОМЕНТНО-ИНЕРЦИОННЫХ ПАРАМЕТРОВ К КОМПОНОВОЧНОМУ ПРОСТРАНСТВУ

ГЛАВА 8. ОПИСАНИЕ СИСТЕМЫ АВТОМАТИЗИРОВАННОГО ФОРМИРОВАНИЯ МОМЕНТНО-ИНЕРЦИОННОЙ КОМПОНОВКИ

8.2. ПОДСИСТЕМА АВТОМАТИЗИРОВАННОГО АНАЛИЗА МОМЕНТНО-ИНЕРЦИОННОГО ОБЛИКА САМОЛЕТА

8.3. ПРОГРАММНЫЙ КОМПЛЕКС СИНТЕЗА МОМЕНТНО-ИНЕРЦИОННОГО ОБЛИКА САМОЛЕТА

8.5. ПАРАМЕТРЫ, ВАРЬИРУЕМЫЕ В ПОДСИСТЕМЕ, И ВЫХОДНЫЕ ДАННЫЕ ПРОЕКТА

8.6. ТРЕБОВАНИЯ К АППАРАТНОЙ ЧАСТИ ВЫЧИСЛИТЕЛЬНОГО КОМПЛЕКСА

ГЛАВА 7. МАТЕМАТИЧЕСКИЕ АСПЕКТЫ ПРИКЛАДНОГО АНАЛИЗА МОМЕНТНО-ИНЕРЦИОННОЙ КОМПОНОВКИ И

ОБЛИКА СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ

8.1. АНАЛИЗ ОСНОВНЫХ ТРЕБОВАНИЙ, ПРЕДЪЯВЛЯЕМЫХ К СОВРЕМЕННЫМ СИСТЕМАМ АВТОМАТИЗИРОВАННОГО

ПРОЕКТИРОВАНИЯ

9.1. ПОСТАНОВКА ЗАДАЧИ, УЧИТЫВАЕМЫЕ ФАКТОРЫ И ДОПУЩЕНИЯ, ПРИНЯТЫЕ В РАМКАХ ИССЛЕДОВАНИЯ

8.4. ОСНОВНЫЕ РЕЖИМЫ РАБОТЫ РАЗРАБОТАННЫХ СИСТЕМ

8.7. АППРОКСИМАЦИЯ РЕЗУЛЬТАТОВ ИССЛЕДОВАНИЯ

ГЛАВА 9. ПРОЕКТНЫЕ ИССЛЕДОВАНИЯ ПО ОПРЕДЕЛЕНИЮ ВЛИЯНИЯ ПАРАМЕТРОВ МОМЕНТНО-ИНЕРЦИОННОЙ

КОМПОНОВКИ НА ОБЛИК ПЕРСПЕКТИВНЫХ САМОЛЕТОВ

9.2. АНАЛИЗ ВЛИЯНИЯ КОМПОНОВОЧНЫХ ЗОН ТОПЛИВА И ДВИГАТЕЛЕЙ НА ИЗМЕНЕНИЕ МОМЕНТНО-ИНЕРЦИОННЫХ

ХАРАКТЕРИСТИК В ТЕЧЕНИЕ ПОЛЕТА

9.3. АНАЛИЗ ВЛИЯНИЯ КОМПОНОВОЧНЫХ ЗОН КОММЕРЧЕСКОЙ НАГРУЗКИ НА ИЗМЕНЕНИЕ МОМЕНТНО-ИНЕРЦИОННЫХ

ХАРАКТЕРИСТИК

9.4. ТЕНДЕНЦИИ ИЗМЕНЕНИЯ МОМЕНТНО-ИНЕРЦИОННОГО ОБЛИКА НА ЭТАПАХ ФОРМИРОВАНИЯ СТРУКТУРНОЙ СХЕМЫ САМОЛЕТА

9.5. АНАЛИЗ ВЛИЯНИЯ ИЗМЕНЕНИЯ МОМЕНТНО-ИНЕРЦИОННЫХ ХАРАКТЕРИСТИК В ТЕЧЕНИЕ ПОЛЕТА НА ВЫБОР СТРУКТУРЫ СИСТЕМЫ 240 УПРАВЛЕНИЯ

9.6. ОСОБЕННОСТИ МОМЕНТНО-ИНЕРЦИОННОЙ КОМПОНОВКИ ПЕРЕСПЕКТИВНЫХ ТИПОВ ПОЖАРНЫХ ГИДРОСАМОЛЕТОВ

9.7. ОСОБЕННОСТИ МОМЕНТНО-ИНЕРЦИОННОИ КОМПОНОВКИ ПЕРСПЕКТИВНЫХ ТИПОВ МАНЕВРЕННЫХ САМОЛЕТОВ С УЧЕТОМ ОБЛИКА 261 СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ

9.8. ИСПОЛЬЗОВАНИЕ ДЕМОНСТРАТОРА ДЛЯ ПОДТВЕРЖДЕНИЯ ВЛИЯНИЯ ИЗМЕНЕНИЯ ПАРАМЕТРОВ МОМЕНТНО-ИНЕРЦИОННОЙ 274 КОМПОНОВКИ НА ОБЛИК САМОЛЕТА

9.9. АНАЛИЗ ВЛИЯНИЯ МОМЕНТНО-ИНЕРЦИОННОИ КОМПОНОВКИ НА МАССУ И ДАЛЬНОСТЬ ПОЛЕТА САМОЛЕТА

9.10. ПЕРСПЕКТИВНЫЕ НАПРАВЛЕНИЯ СИНТЕЗА МОМЕНТНО-ИНЕРЦИОННОГО ОБЛИКА САМОЛЕТОВ

ВЫВОДЫ ПО ЧАСТИ III

В соответствии с растущими запросами рынка пассажирских авиаперевозок производители авиационной техники приступили к разработке современных самолетов большой пассажировместимости. Работы над созданием и введением в эксплуатацию ДМС БП (А-380, КР-860, ТУ-4ХХ и т.д.) в настоящее время ведутся в Airbus, Boeing, ОКБ «Туполев» и др.

Введение в эксплуатацию самолетов этого класса устранит основные затруднения гражданской авиации сегодняшнего дня, связанные с увеличением мировых пассажиропотоков и как следствие с недостаточной пропускной способностью аэропортов. Уменьшение числа машин, необходимых для обеспечения заданного объёма перевозок, позволит лучше их использовать, обслуживать и, наконец, что очень важно, повысить безопасность эксплуатации вследствие уменьшения числа посадок и взлетов в наиболее загруженных аэропортах. Кроме того, ожидаемые более низкие эксплуатационные расходы на одного пассажира не только позволят окупить затраты на проектирование, разработку и постройку необходимого парка машин, но и будут способствовать снижению себестоимости эксплуатации, а следовательно, и дальнейшему увеличению объёма пассажирских перевозок.

ЧАСТЬ I. ВЫЯВЛЕНИЕ ЗАДАЧИ ИССЛЕДОВАНИЯ

Глава 1. АНАЛИЗ ОСОБЕННОСТЕЙ ФОРМИРОВАНИЯ МОМЕНТНО-ИНЕРЦИОННОГО ОБЛИКА ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ

ВЫВОДЫ ПО ЧАСТИ III

На основе анализа результатов проведенных научных исследований были сделаны следующие выводы.

1. Моментно-инерционная компоновка либо напрямую, либо косвенно оказывает влияние как на структурно-параметрический облик канала управления по крену, так и на самолет в целом:

- работы, направленные на получение рационального моментно-инерционного облика самолета за счет компоновки топлива и двигателей, позволяют уменьшить разброс моментно-инерционных показателей в течение полета в 1,3 раза;

- рациональный облик системы управления в канале крена позволяет сни \tpacn / д угпотр зить избыточный уровень управляемости г ~мох /мох с 2,22 до 1,47, т.е. в 1.5 раза;

- рациональный облик системы управления в канале тангажа позволяет д г расп / \snomp стабилизировать избыточный уровень управляемости У~мог 1мог в пределах 1,55;

- параметры компоновки топлива и двигателей оказывают влияние через моменты инерции на массу крыла и позволяют улучшить летно-технические показатели до 7-8% (см. рис. 9.53) по сравнению с базовым вариантом.

Рассмотренные особенности топливных баков позволяют говорить об их доминирующем приоритете в компоновке при формировании моментно-инерционного облика самолета.

2. Проведенный анализ влияния моментно-инерционной компоновки на структурно-параметрический облик системы управления самолета показывает актуальность таких исследования для перспективных большегрузных самолетов и пожарных гидросамолетов и демонстрирует необходимость стабилизации моментно-инерционных показателей в течение полета.

3. Анализ полученных данных показал, что с увеличением взлётной массы самолета более 600 т. при увеличении момента инерции относительно оси

ОХ происходит уменьшение допустимых областей компоновки для топлива и двигателей, на основании чего была выявлена зависимость изменения дальности полета от взлетной массы при оптимальных значениях моментов инерции, а при увеличении момента инерции относительно оси ОЪ происходит интенсивное увеличение массы фюзеляжа.

Обработка результатов проектных исследований подтвердила возможность использования предложенных математических моделей в широком диапазоне входных параметров для перспективных самолетов.

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

Разработано научно-методическое обеспечение анализа влияния момент-но-инерционного фактора на облик самолета.

Выявлены, перспективные типы самолетов, для которых моментно-инерционный фактор оказывается одним из определяющих успех при решении проектных задач. К таким самолетам, в первую очередь, следует отнести даль-немагистральные самолеты большой и сверх большой пассажировместимости, ударные сверхманевренные самолеты, самолеты вертикального взлета и посадки и пожарные гидросамолеты.

Определены и формализованы ограничения, влияющие на моментно-инерционный облик самолета, для дальнемагистральных самолетов большой пассажировместимости такие ограничения характерны со стороны инфраструктурных факторов (например, даже современный А-380 в ряде случаев оказывается несовместим с существующей инфраструктурой), ограничения со стороны характеристик устойчивости и управляемости самолета. Для пожарных гидросамолетов также необходимо рассматривать ряд компоновочных факторов при расположении водных баков. Задача согласования моментно-инерционной компоновки с возможностями системы управления выделена в отдельный раздел, определены задачи, решаемые на этом этапе и их влияние на облик системы управления и эффективность самолёта в целом. Необходимо отметить, что для проектных работ по формированию моментно-инерционного облика самолета характерна более глубокая связь между этапами компоновки и высокая итерационность процесса, что во многом размывает границы между проектными этапами.

Разработанные, новые методы, определения моментов инерции самолета на основе расчетных коэффициентов распределения массы, позволяют эффективно проводить работы по формированию моментно-инерционной компоновки уже на ранних этапах проектирования с итерационным увеличением точности от 25 до 10%, как для самолета в целом, так и для отдельных агрегатов, таких как крыло, фюзеляж, оперение, силовая установка, топливные и водные баки.

Выявленные и систематизированые схемные и конструктивно-компоновочные решения в сочетании с альтернативными вариантами системы управления, обеспечивают снижение требований к системе управления самолетом при работе на аварийных режимах.

Сформированная номенклатура и состав моделей необходимых для обеспечения этапа моментно-инерционной компоновки самолетов, позволила формализовать основные агрегаты системы управления, и разработать модели, которые в свою очередь позволяют выполнять анализ моментно-инерционного облика на ранних этапах проектирования. Это позволило сформировать алгоритмы для создания современной автоматизированной подсистемы проведения научных и проектных исследований в области моментно-инерционного облика самолета.

Разработанные модели и алгоритмы легли в основу подсистемы синтеза моментно-инерционной компоновки «Моментно инерционный фактор», свидетельство о государственной регистрации программы для ЭВМ №2011610197.

На основе разработанного научно-методического обеспечения были проведены проектные исследования и получены следующие результаты:

- для типовых дистанций расположения двигателей выявлены рациональные диапазоны размещения топливных баков (max 0.5-0.7 от размаха крыла), обеспечивающие получение рационального моментно-инерционного облика самолета, позволяющего снизить разброс моментно-инерционных показателей в течение полета в 1,3 раза. Для реализации этих требований необходимо отойти от традиционных зон компоновки топливных баков в крыле между лонжеронами и применить либо сосредоточенные баки с вынесением за обводы крыла, либо изменить концептуальный облик самолета;

- определено влияние параметров моментно-инерционной компоновки топлива и двигателей на изменение массы крыла и выявлена зависимость между параметрами моментно-инерционной компоновки двигателей и топливных баков при фиксированном моменте инерции крыла;

- определено влияние параметров моментно-инерционной компоновки целевой нагрузки на изменение массы фюзеляжа;

- определено интегральное влияние параметров моментно-инерционной компоновки на дальность полета;

- выявлено, что применение синтезированных рациональных вариантов моментно-инерционной компоновки, допускающих, например, изменение момента инерции относительно ОХ, в течение полета, не более чем в 1,6 раза, в совокупности с рациональным обликом системы управления, разработанной с использованием принципа замещения отказавшего контура, позволяет снизить избыточный уровень управляемости с 2,22 до 1,47, т.е. в 1.5 раза, при сохранении уровня эффективности системы управления, на аварийных режимах, не менее 0,6 от штатного. Использование синтезированных вариантов моментно-инерционной компоновки относительно оси ОЪ позволяет стабилизировать избыточный уровень управляемости в пределах 1,55, что благоприятно отразится на аварийных режимах работы контура системы управления.

Использование полученных результатов позволит сократить время, снизить стоимость и повысить качество проектно-конструкторских работ на этапе согласования моментно-инерционной компоновки самолета с возможностями системы управления. Что благоприятно отразится на улучшении летных и эксплуатационно-экономических характеристиках самолета.

1. Авиационная медицина: Руководство/ Под ред. Н.М.Рудного, П.Н.Васильева, С.А.Глазунова. - М. : Медицина, 1986.

2. Авиация. Энциклопедия. М.: Большая российская энциклопедия, ЦАГИ, 1994.

3. Акопов М.Г., Дудник М.Н. Расчет и проектирование авиационных систем индивидуального жизнеобеспечения. -М.: Машиностроение, 1985.

4. Анцелиович Л.Л. Надежность, безопасность и живучесть. М.: Машиностроение, 1985.

5. Анцелиович Л.Л. Надежность, безопасность и живучесть самолета. -М.: Машиностроение, 1985.

6. Арепъев А.Н. Концептуальное проектирование магистральных пассажирских самолетов. Выбор схемы и параметров: Учебное пособие к курсовому проектированию по дисциплине «Проектирование самолетов». М.: Изд-во МАИ, 1996.

7. Арепъев А.Н., Богачева C.B., Колганов А.Ф., Куприков М.Ю., Максимович В.З., Галин Л.Я. Автоматизация проектирования самолета: Учебное пособие к лабораторным работам. М.: Изд-во МАИ, 1996.

8. Аэродинамика и динамика полета магистральных самолетов / Под ред. Г.С. Бюшгенса. М.: ЦАГИ, 1995.

9. Аэродинамика летательных аппаратов: Учебник для вузов по специальности «Самолетостроение»/ Г.А.Колесников, В.К.Марков,

10. A.А.Михайлюк и др./ Под ред. Г.А.Колесникова. М. : Машиностроение, 1993г

11. Аэромеханика самолета: Динамика полета/Под ред. А.Ф.Бочкарева и

12. B.В.Андриевского. М.: Машиностроение, 1985.11 .Белянин П.Н. Производство широкофюзеляжных самолетов. М. : Машиностроение, 1979.

13. Борис Ю.А., Бочаров В.Я. Надежность систем управления самолетов и их структура. М: Машиностроение, 1978.

14. Брусов B.C., Баранов С.К. Оптимальное проектирование летательных аппаратов: Многоцелевой подход. М.: Машиностроение, 1989.

15. Войт Е.С., Ендогур А.И., Мелик-Саркисян З.А., Алявдин ИМ. Проектирование конструкций самолетов. М.: Машиностроение, 1987.

16. Володин В.В., Лисейцев Н.К., Максимович В.З. Особенности проектирования реактивных самолетов вертикального взлета и посадки. М.: Машиностроение, 1985.

17. Володин В.В., Максимович В.З. и др. Характеристики транспортных самолетов вертикального взлета и посадки. Рига: Изд-во РКИИГА, 1972.

18. Гаврилов В.Н. Автоматизированная компоновка приборных отсеков летательных аппаратов. М.: Машиностроение, 1988.

19. Геминтерн В.И. , Штилъман М.С. Оптимизация в задачах проектирования. М.: Знание, 1982.

20. Гилерсон А.Г. Эффективность реверсивных устройств при торможении самолетов. М.: Машиностроение, 1995.

21. Гониодский В.К, Склянский Ф.И., Шумилов И.С. Привод рулевых поверхностей самолетов. М.: Машиностроение, 1974.21 .Горощенко Б.Т. , Дьяченко A.A., Фадеев H.H. Эскизное проектирование самолета. —М. : Машиностроение, 1970.

22. Гребеньков O.A. Конструкция самолетов. М.: Машиностроение, 1984.

23. Долгов О.С. Среднемагистральный модифицируемый грузопассажирский самолет. Тезисы докладов всероссийского конкурса выставки "КОМПЬЮТЕРНЫЙ ИНЖИНИРИНГ". - М.: НИЦ АСК, 2001.

24. Егер С.М., Лисейцев Н.К., и др. Проектирование самолетов М.: Машиностроение, 1983.

25. Егер С.М., Лисейцев Н.К., Самойлович О С. Основы автоматизированного проектирования самолетов. М.: Машиностроение, 1986.

26. Егоров Ю.Н. Оценка потребной ширины ВПП для пассажирских само-летов//Тематический сборник научных трудов. Вып. 394. —М.: МАИ, 1977.-С.49-55.

27. Житомирский Г.И. Конструкция самолетов. М.: Машиностроение, 1991.

28. Зайцев В.Н., Рудаков В.Л. Конструкция и прочность самолетов. Киев: Вища школа, 1978.

29. Глушков Г.И. и др. Изыскание и проектирование аэродромов: Учеб. для вузов. М.: Транспорт, 1992.

30. Ионов М.И., Семенов В.Н. Теория и практика проектирования пассажирских самолетов. М.: Наука

31. ИКАО. Международные стандарты и рекомендуемая практика. Охрана окружающей среды. Приложение 16, т.1. Авиационный шум. Монреаль, 1981.

32. Кестельман В.Н., Федоров A.B. Механизмы управления самолетом. -М.: Машиностроение, 1987.

33. АЪ.Кини Р.Л., Райфа X. Принятие решений при многих критериях: предпочтения и замещения. М.: Радио и связь, 1981.

34. Куприков М.Ю., Един C.B. Формализация процесса оценки и принятия решений на этапе синтеза схемы самолета. Тезисы докладов II Всероссийской научно-технической конференции молодых ученых. -Жуковский, ЦАГИ, 1999. С. 14 -15.

35. Куприков М.Ю., Елин C.B. Основные схемные признаки и параметры летательного аппарата: Учебное пособие к лабораторной работе по курсу «Конструкция и системы автоматизированного проектирования летательных аппаратов». — М.: МАИ, каф. 101. 1998. С. 30.

36. Куприков М.Ю., Максимов C.B. Разработка методики учета ограничений по базированию в рамках формирования облика самолета. М.: МАИ, каф 101. Отчет по НИР, 1997. ПБ-111. Этап 4. - С.15.

37. Куприков М.Ю., Максимович В.З., Гагасов Д.А., Заславский Л.Л. Будущее авиации '97. Тезисы докладов и аннотации работ первого Всероссийского открытого конкурса дипломных проектов по специальности 1301 «Проектирование авиационной техники. М., МАИ, 1997.

38. Лисейцев Н.К., Куприков М.Ю., Максимович В.З, Орестов И.А. и др. Разработка моделей и методов синтеза компоновочных схем СВВП с использованием элементов базы данных. -М.: НИЧ МАИ, 1992. Отчет по НИР 55630. Разд. 3. Кн. 1.

39. Лисейцев Н.К., Максимович В.З., Куприков М.Ю. и др. Программная реализация и отладка первой версии автоматизированной компоновки маневренных ЛА,- М., МАИ. Отчет по НИР 35690 001-01"П".Этап 3. 1990.

40. Х.Львов В.П. Автоматизированные системы анализа и оценки вариантов компоновочных схем самолетов. М., МАИ, 1982.

41. Максимович В.З. Выбор струйной системы управления реактивных СВВП.- М.: МАИ, 1978,- С. 47-54 (Труды МАИ; вып. N 448).

42. Максимович В.З. Определение стартовой тяговооруженности реактивных транспортных СВВП// Методы исследований при разработке проектов современных самолетов. М., МАИ, 1986,- С. 31-37.

43. Мунин А.Г. и др. Авиационная акустика. М.: Машиностроение, 1973.

44. Мунин А.Г. и др. Авиационная акустика: В 2-х ч.- М.: Машиностроение, 1986.

45. Нечаев Ю.Н., Кобельков В.Н., Полев A.C. Авиационные турбореактивные двигатели с изменяемым рабочим процессом для многорежимных самолетов. М.: Машиностроение, 1988.

46. Ъ.Рудис В.И. Полуавтоматическое управление самолетом. — М.: Машиностроение, 1978.

47. Системы оборудования летательных аппаратов / Под ред. A.M. Матве-енко и В.И.Бекасова. М.: Машиностроение, 1986.

48. Смирнов H.H., Чинючин Ю.М. Эксплуатационная технологичность летательных аппаратов: Учебное пособие для вузов. — М.: Транспорт, 1994.

49. Соболев ДА. Самолеты особых схем. М.: Машиностроение, 1989.

50. Стригунов В.М. Расчет на прочность фюзеляжей и герметических кабин самолетов. М.: Машиностроение, 1974.

51. Стригунов В.М. Расчет самолета на прочность. М.: Машиностроение, 1984.

52. Техническая информация ЦАГИ за 1970-2003 года.

53. Технология самолетостроения / Под общ. ред. А.Л.Абибова. М.: Машиностроение, 1970.

54. Тихомиров В.И. Организация, планирование и управление производством. М.: Машиностроение, 1985.

55. Хачатуров Г.А., Матвеенко A.M. и др. Аэродромные системы торможения самолетов. М.:Машиностроение, 1984.

56. Югов O.K., Селиванов ОД. Основы интеграции самолета и двигателя / Под общ. ред. O.K. Югова. М.: Машиностроение, 1989.

57. ICAO, Annex 14 (Airports).

58. Jane's Aircraft , 1993-2003.

59. Jane" s Airport Equipment.

60. Kuprikov M., Lurie S. Active Composites With A Dual-Mechanism Shape Memory In The Aircraft Industry, Ac Tch -96-sl2, Russian Sci-tech, №1 1997 Science@Technology, New-York, USA, S.19.

61. Kuprikov M., Maximov S. Selecting Rational Parameters For The Lift System Of A Subsonic Transport Plane, Ac Tch -96-24, Russian Sci-tech, №1 1997 Science@Technology, New-York, USA, S.20.

62. Kuprikov M., Maximov S. Using Engine Thrust Excess To Control Aircraft Flight And Trimming, Ac Tch -96-23, Russian Sci-tech, №1 1997 Science@Technology, New-York, USA, S.22.

63. Kuprikov M. Untersuchung des Einflusses infrastruktureller Restriktionen auf den Entwurfprozess von Flugzeugen. Universität Schtutt-gart.1996. 81 S.

64. Lind N. Optimization, cost benefit analysis, specification // Proc.3rd Int. Conf. on Applications of Statistics in Soil and Structural Engineering (ICASP 3), Sydney. Vol.3, 1979. - p.373-384.

65. Roskam /.Airplane Desing, l-8Bahnd, 1980-1990, Kanzas.

66. Torenbeek E. Synthesis of Subsonic Airplane Design. Delft Universitz Press; 1982.