автореферат диссертации по авиационной и ракетно-космической технике, 05.07.07, диссертация на тему:Разработка методологии комплексирования физического и вычислительного экспериментов при испытании летательных аппаратов

МИНИСТЕРСТВО ОБРАЗОВАНИЯ РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ

МАТИ - РОССИЙСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ ЕХНОЛОГИЧЕСКИЙ УНИВЕРСИТЕТ им. К.Э. Циолковского

На правах рукописи

Для служебного пользования

Экз. № №

ЮДИН Геннадий Вячеславович

РАЗРАБОТКА МЕТОДОЛОГИИ КОМПЛЕКСИРОВАНИЯ ¡ИЧЕСКОГО И ВЫЧИСЛИТЕЛЬНОГО ЭКСПЕРИМЕНТОВ ПРИ ИСПЫТАНИИ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ

Специальность: 05.07.07 - Контроль и испытания летательных аппаратов и их систем

АВТОРЕФЕРАТ

диссертации на соискание ученой степени доктора технических наук

Москва 2001

Работа выполнена ъ Российском государственном технологическ университете - МАТИ им. К.Э. Циолковского на кафе; "Автоматизированное проектирование летательных аппаратов".

Официальные оппоненты:

- доктор технических наук, профессор Александровская Л.Н.

- доктор технических наук, профессор Бизяев Р.В.

- доктор технических наук, профессор Сакач Р.В.

Ведущее предприятие:

• АО АНТК им. А.Н. Туполева

Защита состоится с?2001 г. в часов на заседай специализированного совета Д 212.110.02 в Российском государствен» технологическом университете - МАТИ им. К.Э. Циолковского по адре< г. Москва, Берниковская наб., 14, ауд. 101.

С диссертацией можно ознакомиться в библиотеке института.

Автореферат разослан 20 марта 2001 г.

Отзывы на автореферат, заверенные печатью, просим направлять : адресу: 103767 Москва К-31, Петровка, 27, МАТИ - РП им. К.Э. Циолковского, Ученому секретарю Совета.

Ученый секретарь специализированного Совета профессор, д.т.н.

Шевченко

ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА РАБОТЫ

УСТУАЛЬНОСТЬ ПРОБЛЕМЫ

Обеспечение высокого качества авиационной техники является решающим условием дс1шя ею внутреннего рынка, снижения расходов на ее создание и эксплуатацию, гчения конкурентноспособности на мировом рынке.

Слючевым моментом комплексных систем обеспечения качества продукции авиационной тленности является непрерывная оценка показателей качества на всех этапах жизненного изделий и подтверждение их соответствия предъявляемым требованиям (так называемый ип «сквозной» сертификации).

1нформацшо, необходимую дня такого «слежения» за качеством изделий, получают путем цения целой гаммы разнообразных испытаний, начиная от математического ирования да ранних этапах разработки до наиболее сложных и дорогостоящих натурных •аний.

-ложность и многоплановость проблем создания перспективных образцов авиационной ки, динамика их совершенствования: на основе новых прогрессивных технологий, в том , информационных, приводит к необходимости совместного анализа огромной лшости данных, различных по своей физической природе, способам получения и методам шеи.

$ связи с этим развиваемое в диссертации направление по созданию системной ологии и разработке методов комплексирования технологий вычислительного и еского экспериментов в единую функциональную систему испытаний является гьным.

остуальность проблемы подтверждается тем, что выполненные исследования и разработки здпись по следующим важным государственным программам:

. Постановление правительства СССР от 11.08.79 о "Создании среднемагистрального широкого самолета ТУ-204".

. Постановление Совета министров СССР от 6.12.90 №1267-178 о "Проведении работ по ию экспериментального ВКС". . Постановление правительства РФ 'Тезонанс". . Постановление правительства РФ "Кольцо". . Постановление правительства РФ "Синтез".

. Отраслевой стандарт ОСТ 1 02507-92. Самолеты дозвуковые. "Общие требования к ву внешней поверхности".

. Грант ГК РФ ВО "Новые конструкционные материалы в аэрокосмической технике" ¡/8 1992г.

. Постановление правительства РФ №369 от 23.04.94 о "Создании среднего транспортного ггаТУ-330".

, Договор с Госкомоборонпромом РФ №104/96 о "Создании среднемагистрального таТУ-214".

[ЕЛЬ ИССЛЕДОВАНИЯ

:лью исследования является разработка системной методологии и методов ексирования технологий вычислительного и физического эксперимента в единую иональную систему испытаний на основе блочно - модульной организации мационных и технологических процедур. При этом осуществляется информационная различных моделей ( математических, физических, информационных), технических эграммных средств, что обеспечивает совместимость разнородных данных, 1емых в процессе создания изделия.

1одульный подход к решению широкого круга задач испытаний базируется на (ризации информационных потоков по стадиям жизненного цикла и состояниям ЛА, газированной обработке данных и многоаспектном использовании однократно вводимой лации.

С формул ир ов адаая таким образом задача объединяет в себе три основных надрав; исследования. Первое - компяексирование физического и вычислительного эксперимент систему технологической подготовки испытаний, что в свою очередь, означает це. согласование и информационную увязку математических (дискретные Задачи, моделиру! алгоритмы к геометрические модели), технологических (информационных и физичесм организационных методов принятия решений; логическим дополнением V комплексированш является специфическая задача разработки эталонов, позволял проанализировать качество поверхности ЛА (формализация методов сравнения).

Второе направление связано с формализацией основных процедур струкг параметрической идентификации, в частности, вдешификации аэродинамических характер! (АДХ) ЛА, а также с формализацией частных методик адаптивного гшанфэования и управа АДХ ЛА в системе автоматизированной обработки данных.

Третьей компонентой проблемы, отражающей аспекты ее практического использов; является развитие эффективных путей повышения качества внешней поверхности ЛА за разработки оригинальных информационноемхих технологий производства^

В основу теоретических решений положено применение методов теории многоуролн иерархических систем, методов структурного анализа и синтеза, методов матемагаче< планирования эксперимента, физического, математического и имитационного моделиров сложных технических систем.

ОСНОВНЫЕ ЦОЛОЖЕНИЯ.

В результате анализа предметной области исследований предложена схематиз проблемы создания единой информационной базы технологий вычислительного и физичес эксперимента.

Структурирование информации выполнено по процессам (стадии жизненного ц самолета) и состояниям ЛА, что позволяет совокупность проектных и технояогиче процедур описать в риде так называемой "электронной" матрицы изделия в системах управл проектами и качеством ЛА.

Упорядочение информационных связей между элементами матричной модели (в у матрицы) описано как система принятия решений

ЗсХхУ

на множестве входных А' и выходных У характеристик системы.

Поскольку система принятая решений формализована посредством построения иера[ моделей "вход-выход", далее в работе основное внимание уделяется формированию семей задач Мх в узлах матрицы и методам комшексирования их в интегрированную сис: обработки данных. '

Математические и физические аспекты проблемы рассматриваются с точки зр( комплексирования технологий вычислительного и физического экспериментов, доопредел< системы принятия решений, разработки дискретных моделей и эффективных вычислитель алгоритмов и алгоритмизации методик фюического моделирования.

Использован аксиоматический подход к построению физической модели взаимовпияю: вихревых структур. Для идентификации АДХ впервые сформулирована порождающая сист аксиом, определяющая возмущенное движение гета в среде, называемая объемом влияния.

Разработана функциональная структура испытательного комплекса аэрагидродвдамкческих исследований и методологическое обеспечение задачи идентифика суммарных и распределенных АДХ моделей ЛА и их частей.

Формализация "правил обработки информации па различных этапах жизнен цикла изделия носит комплексный характер, вытекающий из включения в совокупность

'Г

еских и математических моделей геометрической модели изделия, которая появляется на I проектирования и последовательно "заполняется" физическими характеристиками и логическими данными.

Усматривается системная модель процесса обработки геометрических данных в задачах ми наружных поверхностей ЛА и его частей, объединяющая математические методы ггрических преобразований (на основе аффинных преобразований), задачи иггерполяции 1ХНости с использованием теории приближения функций и механизмы сопряжения системы ггрического моделирования с другими подсистемами обработки информации с целью ирования задайте,к свойств внешней поверхности на основе интегральной системной ш изделия. Вопросы адекватности геометрических моделей решаются на основе кского эксперимента. <

:тандартная технология электронной обработки данных адаптируется к предметной ти исследовании. Рассмотрена концепция комплексировашой системы создания ЛА, в ой в качестве референтных моделей для декомпозиции использованы три понятийных я:

стратифицированное описание (задано семейством физических и математических гей);

• многослойная стратегия (задана структурой принятия решения: выбор, уменьшение юделенности, т. е. самообучение или адаптация и поиск способа действия) и

организационная иерархия, отражающая взаимные связи между элементарными мами принятия решений.

)рганизационная иерархия реализована в виде типового набора стандартных модулей для управления и планирования (вариантного, адаптивного, нового) процессов обработай эмации. В работе предлагаются принципы формализации технологической информации, роме того, в постановку задачи входит формализация основных процедур структурно-[етрической идентификации, а именно задач адаптивного планирования и управления АДХ системе автоматизированной обработай данных. Предложен способ повышения точности елешя ЛТХ ЛА и сокращения объема летных испытаний.

рстижение технической и экономической эффективности ЛА невозможно без учета на с ранних стадиях проектирования технологии производства, поскольку технологические мя могут привести к необходимости корректировки ранее применявшихся методик и эотки новых. Поэтому в работе рассматриваются методы активного влияния на лешо-ческие характеристики самолета с помощью формирования заданных свойств внешней «гости. В качестве средства формализации методов сравнения разработано понятие шой поверхности.

недрение частных методик комплексирования семейства физических и математических ей детально рассмотрено в задаче разработай рекомендаций и технологии оперативного ения поверхности летательного аппарата, отличительной особенностью которых являются динамические исследования биопрототипа оперативного изменения поверхности ЛА. сновными научными результатами, выдвигаемыми на защиту, являются следующие.

Концептуальная модель интегрированной системы обработки данных и принятия ий по стадиям жизненного цикла и состояниям ЛА в виде "электронной" матрицы 1Я, упорядочивающая в иерархически организованную матричную структуру модели п[я решений на множестве входных X и выходных У характеристик системы, конкретное кание которых либо идентифицируется с помощью физического и вычислительного ¡имекгов, либо является результатом разработки математической модели. Метод комплексирования технологий вычислительного и физического экспериментов в шрованную функциональную систему, обеспечивающий

■ упорядочение информационных потоков по стадиям жизненного цикла ЛА и его ниям;

- доопределение системы принятия решений;

- тгвариантность структуры механизма формирования результатов исследова! содержательному состав},' информации и

- алгоритмизацию методик моделирования (как математически, так и физических).

Я. Соиокутюсть формализованных методов:

- математических (дискретные модели, моделирующие алгоритмы, геометрические м< н том числе, модели аэродинамически эффективлых поверхностей);

~ технологических (информационные технологии, физические модели, реша алгоритмы),

- организационных (блочно-модульная реализация информационных и технологи1 процедур);

- методов сравнения (разработка эталонов поверхности).

4. Формализованные и экспериментальные методики идентификации АДХ ЛА, м адаптивного планирования и управления АДХ, позволяющие выполнить не только поэт снятие неопределенности об АДХ модели ЛА и его частей, но и прогнозировать сумм аэродинамические характеристики. Способ повышения точности определения ЛТХ экономичности летных испытаний.

5. Метода активного влияния на аэродинамическое качество ЛА, основанные на в компромиссной системм допусков па внешние формы и геометрические размеры ЛА, разр; понятия эталонной поверхности и технологии оперативного изменения попер> летателы гого аппарата.

6. Результаты внедрения развитых в работе методов в решение практических задач.

НА УЧНАЯ НОВИЗНА.

В диссертационной работе впервые предложен и реализован (доведен до июкен методик) концептуальный подход к формализации интегрированного информацис взаимодействия не трлько систем обработки данных, но и систем принятия решети по ст жизненного цикла и состояниям ЛА.

Разработана новая методология комппексировакия технологий вычислительш: физического экспериментов в интегрированную систему обработки данных, обеспечив; упорядочение информационных потоков в виде матричной структуры, а информант связей между элементами математической модели - в виде элементарных систем прг решений.

Для идентификации АДХ несущей поверхлости впервые сформулирована порояда система аксиом, определяющая возмущенное движение тела в среде, называемой об: влияния.

Впервые предложены методы и алгоритмы идентификации АДХ тонкой не> поверхности при пространственном движении, использующие знание физической м объема влияния. Разработана структурная модель решающего алгоритма, обеспечивш комнлексирование физического и вычислительного экспериментов по определению АДХ з формализации механизма согласоваши связей доя реализации пршщипов механич< подобия, согласоваю« физических условий обтекания в разных средах и доопреде решения - состояния системы: поля скоростей, давлений и плотности при турбулентном те и геометрического подобия модели и натуры из-за невозможности обеспечения идентт шероховатости их поверхностей.

Рафаботапа теоретико-системная модель процесса обработки геометрических дан: <а:шча\ описания наружных поверхностей ЛА и его частей. Па основе интегральной еист модели пиемия формалшонан и доведен до программной реализации механизм связи с геометрического моделирования и аэродинамического анализа. Выполнено автоматизирог проектирование аэррдинамически эффективных поверхностей: зализ, наплывы, закон: Адекватность моделей проверена с помо1цыо (физического эксперимента.

Предложены алгоритмы адаптивного планирования и управления АДХ ЛА.

[редложен способ определения JITX моделей ЛА, позволяющий повысить точность еления АДХ за счет организации гибкой связи между моделью и измерительным [ексом.

азработаны методы активного влияния на аэродинамическое качество ЛА, основанные на >е компромиссной системы допусков на внешние формы и геометрические размеры ДА, Зотке понятия эталошюй поверхности и технологии оперативного измене1шя поверхности :льного аппарата. Задача обеспечения качества наружной поверхности сформулирована как пизациошая; в качестве критерия оптимальности выбран критерий минимальной ости жизненного цикла изделия.

азработана формализованная на теоретико-множественном уровне методика, позволяющая эить отображение совокупности аэродинамических требовашШ на принимаемые руктивно-техпологические решения на разных этапах создания JIA. Разработана аммная реализация основных информационных процедур.

сказано, что эталетшая (или аэродинамически гладкая ) поверхность является важнейшим гвом при применении методов сравнения.

'дновременно показано, что по мере приближения к аэродинамически гладкой поверхности Зольше значение приобретают явления, связанные с так называемой «местной инамикой». В частности, значительные возможности представляет метод изменения чкых условий на стенке путем изменения формы поверхности..

сследованы и рекомендованы геометрические соотношения в структуре микробороздок тет»),

ФАКТИЧЕСКАЯ ЦЕННОСТЬ.

азвиваемце в диссертащкяшой работе методы комглексирования вычислительного и :еского экспериме!ггов использованы в следующих практических задачах. На АО АНТК им. А.Н. Туполева внедрен экспресс-метод идентификации АДХ на основе вой модели несущей поверхности, позволяющий прогнозировать аэродинамические гва компоновок. Экономический эффект от внедрения метода составил 130 тыс. руб. (по 1982 г.).

На том же предприятии внедрена многофакторная методика выбора минимального шя допуска на наружные обводы, связывающая в единую количественную модель етры геометрии поверхностей, характеристики конструктивно-технологических решений и 1Ы полета.

недрение методики позволяет получить существенную экономию топлива и, как иие, экономический эффект ориентировочно 0.3% от стоимости жизненного цикла парка гтов.

Нетрадиционные методы идентификации АДХ использованы на этапе разработки эоекта перспективного космического летательного аппарата многократного использования 00. Методы позволяют оценивать вариации аэродинамических компоновок ЛА сложных

На АО ''Вздет" в структуру решения многофункциональных задач исследовательских х испытаний включена в рамках общей методологии испытаний отдельная подсистема 1фикации АДХ модели на гибкой связи с заранее оговорешсыми условиями подобия по тагам испытаний. Экономический эффект от внедрения метода составил 750 тыс. руб. (по 1983-1993 гг.).

Развиваемые в диссертационной работе методы были использованы в задачах роения, автомобилестроения, биомеханики, экологии; при создании мехаво-атической модели, описывающей движение спортсмена и позволяющей имитировать иые варианты техники скольжения на ЭВМ, и др.

Материалы работы используются в учебном процессе МАТИ - РГТУ им. К.Э. овского в лекционных курсах по дисциплинам: "Аэродинамика самолета"

"ГидроаэродинамшуГ, "динамика полета ЛА'', "Методы планирования эксперимент«; исследований", "Высшая математика", "Компьютерная геометрия"; при пров! практических занятий и лабораторных работ, а также при курсовом и дошл проектировании. :

Результаты разработок представлялись на тематических выставках, ВДНХ СССР и удостоены бронзовых медачей - в 1984 году за экспериментальные исследс аэродинамических характеристик моделей ЛА и его частей в напорной гидротрубе и в 198 за исследование аэродинамических характеристик моделей частей ЛА.

АПРОБАЦИЯ РАБОТЫ ,

Основное содержание диссертации отражено в 45 работах, опубликованных в 1984-2( и написанных как самостоятельно, так и в соавторстве с Фабрикантом Н.Я., Туполевым Черемухиным Г.А., Рулиным В.И., Костылевой Н.Е., Белоглазовым Б.П., Пуховым Салаховым М.А., Беляковой. З.Н. и другими, принимавшими участие в совместных работах

Основные разделы работы докладывались за этот период на 22 междунарс всесоюзных, всероссийских, отраслевых и вузовских научно-технических конференц семинарах.

Материалы диссертации вошли в 23 технических отчета по хоздоговорным и госбюдо» НИР, в которых автор принимал участие в качестве ответственного исполнителя и на) руководителя. ■■

По результатам исследований, отраженных в работе, получено 5 авторских свидете опубликовано 11 учебных пособий и 1 монография, получено 4 диплома первой степе научное руководств? НИРС на Всесоюзных, конкурсах студенческих научно-технических в 1977 (г. Ташкент), 1984 (г. Москва), 1988 (г. Уфа), 1990 (г. Москва) гг.

ОБЪЕМ РАБОТЫ.

Диссертационная работа состоит из введения, шести глав, выводов, списка литер (272 наименований), изложена на 448 страницах машинописного текста, содержит 22 табл: иллюстрирована 186 рисунками.

СОДЕРЖАЛИ!: РАБОТЫ

Во введении обоснованы актуальность работы, ее научная новизна цеш сформулированы цели исследования, кратко излагаются основные положения диссертации.

В ПЕРВОЙ ГЛАВЕ «Место физического и вычислительного экспериментов в за обеспечения качества ЛА» приводится общая характеристика проблемы разработки методо. и методов компле};сироваиия вычислительного и физическою экспериментов в ед функциональную систему испытаний с целью повышения качества изделий авиацш техники.

Разработана концептуальная модель задачи формирования единой информационной технологии проектирования и испытаний ЛА в виде иерархически организованной матр! структуры моделей принятия решений (рис. 1). ;

Показаны особенности такой информационный базы применительно к экспериментал исследованиям в аэррдошамических трубах.

Предложен метод комплексирования технологий вычислительного и физиче. экспериментов в интегрированную функциональную систему, который создает ед методологическую основу для информационной увязки данных, различных по своей при способам получения и методам обработки. Формализм описания структурных взаимоа следует из теории отношений, типовой состав модели показан на рис. 2.

Рассмотрены механизмы образования погрешностей, обусловливающие необхода» оценки адекватности результатов.

Выполнена алгоритмизация методики моделирования (как математического, Т1 физического).

Гза',*ГЦИЯ' Эксплуатация Производство" ^З^раз)

Анализ и синтез

Формирование внешнего облика

Разработка внутренней структуры

Система управления проектами

Единая база данных конструкторского бюро

Рис .1. Структура обработки информации

М,- функциональный оператор, Т- решающее правило (алгоритм)

Множество^ Множество К

1. Я* (А) 1. Я' ^(Л)) и /?*№)) (А,Р(Л))

2 .Р?(а) гЩ^яЩа.)

3. я' (К/Л)) и К°Ща))

Рис.2. Типовой состав модели Л(А) для описания структурных взаимосвязей 3(А) = {Л,рЯ},

А - отображение элементов моделируемого объекта^,

/<'- отображение контуров Р(признаков, свойств элементов объекта),

Я - отображение отношений между элементами и / или свойствами объекта

ВО ВТОРОЙ ГЛАВЕ «Методологии комплексного эксперимента по вдентифт гэродинамических характеристик» разработанный метод комшехсирования техноло }ычислительного и физического экспериментов реализован на примере задачи продолжения тлоско - параллельного течения вязкой жидкости. Уравнения, описывающие данный тип тече $ безразмерной форме, имеют вид

■I •

чде и и V - составляющие скорости, соответственно по осям л- и у. ось х направлена гц товерхности обтекаемого тела, осъу-по внешней нормали к ней; их = их(х)- скорость внепп ютенциального течения, заданы граничные условия

и = к = 0приу = 0 , (3)

и —»Ы^ПрИУ 00.

Условие при у =0 (условие на стенке) соответствует условиям прилипания жидкост юверхпости и непроницаемости последней; условие при у —» ос (асимптотическое уело] тределяет плавность перехода пограничного слоя во внешний потенциальный поток.

Дополнительно в некотором сечении х=х„ сформирован профиль составляющей скорс г (х0, у)=и °(у) на интервале [0, ос), заданный как результат физического эксперимента (оперг «пряжения 1, рис. 3). С помощью комплексирования физического и вычислителы ксперимехггов определяется все поле скоростей и (х, у) для Х>Х(,-

Разработана имитационная модель обтекания профиля вязким потоком и выпол •ычислительный эксперимент, начальные условия в котором доопределены фкзичес кспериментом.

На рис. 3 показано "взаимодействие" технологий машинного и физического моделировш •ператоры сопряжения дополняют математическую модель задачи начальными и граничш словиями, получешгыми в результате физического эксперимента и формируют конвег днных доя системы геометрического моделирования; (СГМ). На рис. 4 представлены резулът юделирования течения па симметричном профиле серии В-12 при угле атаки а = 5°. Показ шоры скоростей в сечениях при х>хй. Разработана программная реализация оператс спряжения, выполняющих функции комплексирования технологий.

Разработана технология комплексного эксперимента по идентификации аэродинамичес арактеристик несущей поверхности. Отличительной особенностью предложенной метод вляется механизм согласования связей, определяемый как решающий алгоритм в систта ришшш решений. Получена структурная модель алгоритма Т, определяющая функционалы истему 5 (рис. 5).

Основными структурными компонентами модели отношения Т (решающего алгортп вляются: принцип механического подобия, формализуемый с помощью алгебраичес пераций, принцип согласования физических условий обтекания в разных средах и собствс одуль доопределения решения задачи. Последний, по суш дела, определяет состоя сследуемой в рамках физического моделирования системы. В работе доопределение состоя эъекта дополняется параметром со, учитывающим степень шероховатости поверхности еализации принципа геометрического подобия: модели и натуры (поправочный коэффиц» ценивается в результате обработки статистической информации).

В этой главе введен новый элемент в экспериментальной идентификации АДХ ЛА - "об таяния", отражающий силовое взаимодействие среды и движущегося в ней тела.

Разработана базовая схема структуры обтекания тонкого крыла малого удлини эзвояякяцая наметить основные подходы к задачам планирования и управле ДХ ЛА (рис. 6).

| Атлас нрофтигеД

ШЙ

Оператор сопряжения

Исходные данные

Распределение скорости б пограничном слое

Оператор сопряжения

шжцршншш

Толщина пограничного слоя

Конвертор данных для СГМ "Кредо" ■Ш5.

Создание графической модели

йшрннм

Обработка изображений графическими пакетами

Визуализация картины обтекания

тчйяшишюш

Рис. 3. Блок-схема технологии комплексирования физического и вычислительного экспериментов в задаче продолжения

Рис.4. Результаты моделирования: течения на симметричном профиле В-12 при угле атаки а=50

11

1 Физический эксперимент в напорной гидродинамической трубе

1.1 Цели и задачи по исследованию вихревой системы

1.2 Технология изготовления изолированных продувочных моделей (частная методика)

1.3

Определение параметров потока (частная методика)

1.4

1.5

Метод воздушно-каиктационных пузырей (частная методика)

Структура обтекания в объеме влияния

Е- степень турбулентности

и - степень шероховатости

Тошшогт обьша «шика

11

2 Планируемый количественный эксперимент а аэродинамической трубе малых скоростей

2.1 Технологический процесс испытаний (частная методика)

2.2 Определение параметров потока и поправок (частная методика)

2.3 Метод эксперимента (традиционный и нетрадиционный)

2.4 Обработка результатов эксперимента с помощью методов математической статистики

Структурнго-

3 математическое

моделирование

Теоретический

метод расчета

3.1 АДХ для

потенциального

обтекания

Прогнозировани

е несущих

3.2 характеристик

(частная

методика)

ДДХ »мой ввеуакй иоьерзшот

Рис. 5. Сптстэная модель пепгаютего яитптя

На основе предложенных в первой и второй главах

- метода комплсксирования технологии вычислительного и физического 'экспериментов тарированную фушсциопальнуго систему,

- комплексной методики идентификации АДХ тонкой несущей поверхности,

- структурной модели решающего алгоритма

аботана функциональная структура испытательного комплекса для гидродинамических исследований (рис. 7, 8, 9) и методологическое обеспечение задачи ггифнкации суммарных и распределенных АДХ гонкой несущей поверхности. Разработан линейный метод расчета АДХ тонкого крыла произвольной формы в плане, :ль дискретных вихрей которого, строится на основании вихревых систем пластин онечно большого и бесконечно малого удлинения. . ^

Получены универсальные уравнения расчета безразмерных погонных Щ1ркуляций одных вихрей

= (4)

tú' sin а

yv - погонная циркуляция присоединенных вихрей, <ру - угловая координата вихря, :корость набегающего потока, а - угол атаки крыла.

На основе предложенного метода разработаны инженерные методики расчета поля остей на поверхности тонкого крыла при безотрывном обтекают и расчет поля скоростей ого треугольного крыла при безотрывном обтекании, инженерные методики определения гарных АДХ тонкой несущей поверхности, существенно использующие введенное понятие ема влияния" вихревых структур.

Предложенные методики использованы также в проектировании аэродинамически жтивных поверхностей автомобильной сцепки типа "Кемпер", а также внедрены в аботки пространственной модели движения спортсмена-кош,кобежца и фигуриста и при мизации форм спорпшного инвентаря.

ТРЕТЬЯ ГЛАВА «Автоматизация экспериментальных исследований АДХ ЛА» ящена проблеме организационного взаимодействия процедур обработки данных и систем ятия решений в компяексированной системе испытаний ЛА.

Структурированы и унифицированы в виде системы типовых информащклшых модулей ципы построения автоматизированной технологии управления и планирования мнтного, адаптивного и нового) процесса обработки данных. Во всех случаях выделены вые модули: описания задачи, ввода и хранения информации; функциональный, блок алогической информации, упорядоченной в соответствии с разработанными в диссертации е дурами.

3 функциональном блоке "зашита" логическая и математическая обработка данных, ложены способы формализации основных технологических процедур, обеспечивающие рую воспроизводимость этих процедур.

Модель процесса измерений выбрана в качестве примера, поскольку, не снижая общности ■овдешш, позволяет структурировать задачу обработки информации в ходе ¡риментачьных исследований и вьшолтгть проблемную ориентацию технологической рмащш на предметную область описания.

3 классификации задач обработки измерений выделяются: контроль по количественному 1аку (определительные испытания) и контроль по альтернативному признаку рольные испытания). Модель предметной области информационных процессов ггавлепа в виде кортежа строго упорядоченных элементов:

E:{S,.S2)S3.S4.S5,S6,S7}, (5)

J - модель системы измерешш: -У, - первичное измерение технологического параметра; преобразование естественного физического сигнала в унифицированный; S¡ - первичная 'ютка данных: S4 - вторичная обработка данных: - идешификация. - ан&чиз; екомендации.

| Ппрями/р Хпрщсгерпанкл параметра Справочные данные параметров

| а» Угол втакн, при котором возникает пушръ (П.) 1гт= «ад Д и«, -Ь апв, Оон^ан-гДа Сот"2П"

| О^Й Угол атдки, при жоюром яозвмхвет основной яндрь (О.В )

1 аьв Угол атаки, при котором возникает вторичный вихрь (В В.)

| «ОТ Угол атаки, при котором возникав г обратное гечетге (О.Т)

Угол от яки, прн котором волшкпет циркулярное точение (Ц 7*.)

| а-к'ни Угол атакк, при котором исчезает яторичпый оихрь

1 «кои Угол атаки, ири котором жчвзвет основной ыихрь

' аКг> Угол в гаки, при котором исчезает пузырь

| Окьо Угоя атакн, при котором прекращается безотрывное обтекание (Б О.)

Рис. 6. Базовая схема структуры обтекания тонкого КМУ (х^О при а=уаг а объеме влияния и7

Структура испытательного комплекса для аэродинамических исследований

Вычислительный комплекс

Управление моделью А. К Логика моделирования полета -г к Сбор и обработка ; \ данных в темпе / \ эксперимента /

Системы ^ управления сбором данных И Программа решения уравнений аэрогидродинамики

Управлсние ^ энергетическими системами гидротрубы ^ Логика управления объемом

► влияния \ ' .

Экспериментальные _ данные

результаты испытаний

Результаты расчетов

. Структура испытательного комплекса для гидравлических исследований (напорная хавитациоинпя гидротруба)

(Гм1 Рабочая часть _ III \г№фотрубы7Т-7 -а - Р" механизм

Результаты расчетов

Рис. 8. Функциональная схема испытаний в напорной гидротрубе

Структура испытательного комплекса для гидравлических исследовали¿'I (самотечная гидрогруба ГТ - 2)

Результаты расчетов

Рис. 9. Функциональная схема испытаний в самотечной гидротрубе

Многообразие формализованных ситуаций в системе измерений упорядочивается I руппам:

- сведения: о переменных процесса (параметр, подчиненный! параметр, количествешь ;аракгеристики);

- сведения о функциях (измерения, индикация, регистрация, сигнализация и др.);

- сведения об условиях эксплуатации (работая среда, окружающая среда и др.).

В результате модель (5), представленная в виде кортежа, "превращается" в типовое решещ адачи контроля, схема которого показана на рис. 10.

Эмпирическая интерпретация теории отношений (рис. 2), выраженная моделью (5) трукгурой рис. 10, позволяет выделить на множестве информационных процессов измерени араметроп - типовые.

В рассматриваемом случае (см. рис. 2) Л = {^/л^^ЛА.^'ъ-}; множество контуров / адано множеством переменных Г = {Г ,Р,Гг,Ь,л), состав множества Я задается множество |уыщиональных задач Я = { J,R,C,A.Q к др} , а отношения между ними упорядочеш

темой ТР (типового решения).

По аналогичному алгоритму упорядочивается вся технологическая информация.

Рис. 10. Схема организации ТР ТР - типовое решение, переменные процесса: Т-температура, Г - давление, р ~ расход, £ - уровень, А - анализ; обозначение функциональных задач: 3 - показание, К - запись, С - регулирование, А - сигнализация, <2 - сравнение и т.д.

Эмпирическая интерпретация теории отношений с целью получения унифициров энных иений и типовых алгоритмов обработки информации сопряжена с большим объемом работ по лизу проектных документов, конструкторско-технологической документации, анализу :одизс и технических средств и др.

третьей главе рассматривается: также формализация основных процедур структурно-1етрической идентификации а, именно, задач адаптивного планирования и управления АДХ системе автоматизированной обработки данных.

адача управления ДДХ ЛА рассматривается как задача формирования заданной топологии и влияния. Другими словами, топология объема влияния рассматривается как щоналъный оператор Мх элементарной системы принятия решений S¡ (рис.1), эеделяются с этой целью входы и выходы системы для чего формируются типовые ямости несущих характеристик, сопротивлений и моментных характеристик по "сферам ия" компонент топологии объема влияния.

дся формирования активных методов управления АДХ ЛА основывается на мероприятиях, гчивающих изменение граничных условий на поверхности твердой стенки: протекание через перфорированные отверстия, организация геометрии ведущих кромок, обеспечение :мого качества наружной поверхности, адаптивные поверхности.

ктивное формирование "новых" граничных условий достигается соответствующими эуктивными решениями, например, выдувом струи через дренажные отверстая в зоне грования основного вихря.

третьей главе, предложена блочно-модульная структура методики пакетной гфикации АДХ ЛА в случае организации пакета программ по системному принципу, редложен нетрадиционный способ повышения точности определения ЛТХ ЛА н смности проведения летных испьгганий[4]. Алгоритм определения АДХ доведен до ммной реализации и использован в многопараметрическом эксперименте по [фикации аэродинамических свойств модели летающей лаборатории АН-24РР (протокол с испытаний №26/460 от 20.08.95).

ЧЕТВЕРТОЙ ГЛАВЕ "Обработка геометрических данных в задачах описания наружных ностей ЛА и его частей" выполнен детальный анализ методов расчета сложных гостей ЛА и обоснована необходимость использования унифицированных правил тки разной по содержанию и составу геометрической информации, зработана программная унификация подготовки исходных данных в процессе эического моделирования.

иведена характеристика математического аппарата, используемого в математическом гении машинной графики. Математическое обеспечение организовано в двухуровневую пескую систему. Манипулирование с изображением объекта осуществляется с помощью [ых преобразований; аффинное преобразование в трехмерном пространстве представлено ¡упернозиции вращений, растяжений, отображений и переносов.

;ачи интерполяции поверхности решаются с использованием теории приближения й. Типовая процедура, используемая для математического представления поверхности, рирована в виде последовательности операций:

- поверхность покрывается двумя воображаемыми группами линий; первая идет в ьном" направлении, вторая - трансверсальна к первой. Эта сетка линий определяет сво топологических прямоугольных ячеек, каждая из которых в случае гладкой ости будет ограничена четырьмя гладкими кривыми;

координаты узлов этой воображаемой сетки измеряются на модели или на наборе й поперечных сечений поверхности;

• с помощью интерполяции математически описываются эти две группы линий, гцие сетку;

каждая ячейка сетки теперь имеет четыре корректно определенных границы, и гость ячейки может быть "заполнена" с помощью двумерной интерполяции (именно по гпоритму выполнено компьютерное моделирование аэродинамически эффективных 5сгей).

:аждом из двух уровней математического обеспечения машинной графики широко 'ется математический аппарат теории матриц.

Приводится нетрадиционная интерпретация вопроса существования и единственнс решения алгебраической системы линейных уравнений на языке теории пространстве подобных отношений, что позволяет упростить исследование вопросов интерполяцш приближения функций, а также планирование информативных экспериментов (т.е. генера достаточно информативных входов и выходов функциональной системы Я).

Анализ состояния: проблемы расчета сложных поверхностей позволил сформулирм

типовые функциональные требования к геометрической модели изделия:

- универсальность математического аппарата для описания: различных форм (крь оперение, фюзеляжи др.);

- однородность, т.е. минимальность по количеству используемых математичес понятий; . .

' "хорошая" формализуемость, т.е. простота реализации алгоритмов на ЭВМ;

- гладкость;

- точность приближения.

Разработана блочно-модулышя структура интегрированной технологии обработки дан: (рис. 11), отражающая "взаимодействие" дискретной геометрической модели с основш йнформациошшыи модулями системы. В каждом модуле обработки информации формиру4 "своя" погрешность, которая суммируется: с погрешностью дискретной геометрической модег.

В связи с этимв каждом случае требуется проверка адекватности модели.

Рис. 11. Блочно-модульная структура интегрированной технологии обработки данных

Формализован механизм связи системы геометрического моделирования с блет эродинамического анализа. Разработана программная реализация: процесса годготог сходных данных для моделирования.

Для проверки адекватности используемых дискретных моделей выполнен физически

;римент. Показано достаточно "хорошее" совпадение результатов физического и слителыгого экспериментов (рис. 12). •

В ПЯТОЙ ГЛАВЕ "Системная методология выбора допусков на геометрию" поверхности лета" рассматриваются технологические пути повышения аэродинамического качества ЛА. Задача обеспечения заданного качества наружной поверхности сформулирована как

мизационная задача выбора компромиссной системы допусков на основе критерия

мальной стоимости жизнештого цикла изделия.

Сонечное изменение критерия оценки Аа связано с часта,иш изменениями параметров и сгерисгкк самолета при определешшх общих ограштчешгах уравнением :

A-J^H^cJAAC), (6)

\Х - изменение аэродинамического сопротивления, АСр - изменение удельного часового

|да топлива, ДС - изменение стоимости изготовления частей самолета ^ помощью уравнения (6) решаются следующие задачи:

определяется суммарное и противоречивое влияние на критерий оценки выше указанных шн. Очевидно, что наилучшим будет тот, для которого

находятся эквиваленты различных пар величии при исследовании выгодности рнативных вариантов (например, можно исследовать "выгодность" уменьшения инамгшсского сопротивления за счет увеличения стоимости изготовления и т. п.). 5 общем случае уравнение

I

nil

да di_

А ».

= 0

(7)

ляет находить эквиваленты любого количества п переменных интересующих параметров i. 'аким образом, уравнение (6) позволяет найти связи между изменениями Сха^ и,

вательно, аэродинамическими характеристиками и общими изменениями характеристик era, а также дать оценку выгодности тех или иных вариантов.

азработано формализованное описание компромиссной системы допусков на геометрию хности самолета и выполнена алгоритмизация: системы поиска оптимального варианта, тличителыюй особенностью методики является объединение теоретико-множественной и и физического эксперимента для идентификации свойств элементов модели и их гений, позволяющие доопределить отношение Т.

редложено формальное описание компромиссной системы допусков в виде кортежа

X:

Ы{

Су

,F

(8)

система, { Q }= { Щ,а>2,-•■ )- набор локальных несовершенств аюсти; j C v }- совокупность признаков 2-й неровности; F - функция,

еризующая аэродинамическое совершенство поверхности.

Кусочно-линейная аппроксимация сечений поверхности с указанными дескригтторными точками

Проекция на плоско« ъ У02 закояцовки крыла

Модифицированный вариант

0,10 Г]],

0,08 1 / '/

о,ое [ -у //— /Г^

0,04

Л ч о,о; I >

0 1 —Т 1

-1

11

Гидродинаыическая труба самотечной схемы ГТ-2 МАТИ Л=150иы,п=30, 4 в сы/с;!-":80 см/с 0мм V см о а=\'аг. Ь=сощ1

вариант "б" вариант "в"

30 18,3 ¿,74 <10 2,5' 15*

Сравнение результатов вычислительного (кривые 1,2) и физического (кривая 3) экспериментов

б

' У

< _

$

0,6

0.4 У " ¡СЕ-

0,2

0 «

' г 5; 8 11,

Л? -0,4 !

в

Результаты физического эксперимента в гидродинамической трубе, спланированного для оценки адекватности дискретной математической модели, реализованной в блоке аэродинамического анализа

Сравнение результатов вычислительного (кривые 1 2) и физического (кривая 3) экспериментов

Рис. 12. Сопоставление результатов вычислительного и физического экспериментов

Вт С*,, (9)

Установлен типовой состав множества | С1 со1 - плавные отклонения от гтического контура в продольном и поперечном сечениях; со2 - нерезкие превышения й части; поверхности над другой в виде ступенек против потока или уступа по потоку; ©3 -яое превышение одной части поверхности над другой в пределах заданной базы; а>4 -1;ание или превышение локальных элементов поверхности; ео5 - сквозные или глухие щели, 1Ы между элементами поверхности; ю6 - дискретные погрешности (шероховатость -юмерная, от заклепок, винтов или болтов и т. п.).

Здя моделирования состава данных

к*.)

использован физический эксперимент, лексная методика реализации которого показана на рис. 7, 8.

Тредложен приближенный механизм образования дополнительного сопротивления от шх технологических неровностей поверхности, для чего исследованы спектры обтекания ¡реальной технологически несовершенной модели с закладными элементами в напорной ггрубе ГТ-1 МАТИ.

Физическое моделирование состава данных [ Сл ^ } позволяет количествешю оценить оные затраты на топливо Вт на единицу поверхности:

2 Сх Б

= а. (МЖМПЩБ-х-/ • /Л , (10)

3 - часовой расход топлива, ЛС^ - приращение коэффициента профильного тивления от погрешности выполнения внешней поверхности ЛА; Ътопл - стоимость 1 г топлива; Т - ресурс в часах; 5 - площадь поверхности; Сх - коэффициент

хностного сопротивления изолированной неровности, определяемый в результате сеского моделирования; Р(Н), Ф(М) - функции, отражающие влияние высоты полета и сти полета; 5 - относительная площадь, занимаемая неровностью; А - максимальная а неровности, равная размаху погрешности (т. е. к = о ); хК - координата характерного етра неровности от передней кромки (Л/); а - параметр, зависящий от вида неровности; - показатели степени.

редложенные принципы реализованы в виде комплексных методик, позволяющих мровать рекомендации по компромиссной системе допусков па внешние формы и грические размеры ЛА (результат решения оттшизационной задачи), ля формализации методов сравнения качества наружных поверхностей в задаче зания поверхностного сопротивления введено понятие эталонной, т.е. аэродинамически >й поверхности натуры и модели.

остроены эторы распределения скоростей дою эталонов и произвольной грубой сности. Необходимость формализации методов сравнения обоснована доопределением [ комплексирования.

ШЕСТОЙ ГЛАВЕ "Разработка рекомендаций я технологии оперативного изменения аности летательного аппарата" развиваются методы активного влияния на гаамическое качество ЛА, основанные на изменении граничных условий на поверхности, в

частности, изменение формы поверхности путем нанесения риблег в направлении основ потока.

Физические и математические модели хомпяексированы при гидродинамиче исследованиях биологических (дельфин, акула) и технических систем.

В рамках шестой главы, отражающей практические аспекты результатов, получешп предыдущих главах, приведены результаты большого объема экспериментальных исследов; по снижению турбулентного поверхностного трения с помощью искусствен демпфирующего покрытия. Аэродинамические исследования, проведенные в испытател] комплексе, реализованы в два этапа. Первый этап состоит в исследовании (рис. 13) обра поверхности с различной шероховатостью: стальные образцы 11< Rz <50 мкм; стекля образцы двух групп (2,9 < Rz <8,9 мкм и 16,5^ Rz <29 мкм); образцы с наждачной шкурко бумажной основе (20< Rz <80 мкм) и полимерной основе (R2 = 40 мкм), а также стал] образцы с продольными канавками типа риблет (с шагом S = 3,1 ЗА). Резуль-многопараметрических экспериментальных исследований, приведенные на рис. 14 (зависим А CxjCx от динамического параметра к-UJv), показывают заметное уменьщ'

относительного вредного сопротивления у оребренных образцов. Обратим внимание, что обработке результатов эксперимента использовано введенное выше понятие эталм поверхности натуры Rz= 6 мкм как средство формализации методов сравнения. Второй состоял в технологической оценке возможности реализации идей предыдущих исследова обосновывающих целесообразность снижения: вредного поверхностного сопротивленг помощьк> полимерного покрытия.

В качестве образца дня испытаний использована модель управляемого контей УБК -3. Технология эксперимента объединяет выбор оборудования, выбор математиче! модели определения АДХ по результатам эксперимента и выбор плана (програъ эксперимента.

В качестве стендового оборудования использован аэродинамический фраг! испытательного комплекса - аэротруба АГ - 2 (рис. 7).

Технология определения ДЦХ основана на нетрадиционном методе идешифива аэродинамических свойств физических моделей[4 ].

Математическая модель определения АДХ по результатам эксперимента имела вид

1 ам 1 1 YaM\

1 аМ2 Са У* . p:2su ?аМ2

"1 аж \Сх„ 1 а0

1 a1i2_ В

ат

1 zio

а а

мг тл

рУ

~2~

QaMl QcMl

«Ml +(-Г«М2 + Gu) cos «Mll^ \-QoMi^aM2 +{-YM2 +GM) cosaM2]^3

де aM - угол атаки модели; С,

- коэффициент подъемной силы модели при а = 0; Са

У

¡роизводная коэффициента подъемной сипы модели по углу атаки, Сх - профищ

"о

;опротивле1ше; В - коэффициент отвала поляры; тла -коэффициент аэродинамичега юмента тангажа при сс= 0; - производная тг по углу атаки; р - плотность среды; V -

структура испытательного комплекса дпя аэродинамических исследовании (трансзвуковая аэродинамическая труба АДТ -1)

Криогенный упи „

j обычный noroît Плавающий злемент

Управление моделью * > Логика моделирования полета > Сбор и обработка У \ данных в темпе /

Системы управления сбором данных ^ Программа решения уравнений аэрогидродинамики

Управление энергетическими системами аэрогрубы Ч- Логика управления объемом -V влияния . г/ВысоконадежныеЛ 1 \

Экспериментальные данные

испытании

_Результаты расчетов

Рис. 13. Функциональная схема испытаний в трансзвуковой аэротрубе

60

Д,= 2,9...8,9 мкм 40

Накдачная шкурка на бумажной основе

:----Наждачная шкурка - -

на полимерной основе ■

Продольные канавки типа "риблет" I с шагом5=3,13Л

h = 0,43 мм

г- Ь= 0,23мм

Ш

20 40 60 80 100 120 140 160 180 200 220 240 2S0

Рис. 14. Сравнительные зависимости &.CJC, - J{kUz h)

( —<=

130. 450

575 ,

142

Выбор плана эксперимента

Зоны 1 2 3 4

I 1 1

11 1 - 1 1

ИГ 1 1 1

1 вариант х - Л вариант * - ИТ париапт

2,5

7,5

Снижение коэффициента вредного сопротивления модели с рполетзми А Ос

Сх,

-%

5 О -5 -10

5 10 X 20 25

/ /

О -3= А = 0,25 Мк х - 5= 2А = 0,5 • - ,5 = 3/1-0,6 ш

Влияние поперечного сегеяия риблет на изменение сопротивления

А Сх „

СХгл

%

5 10 ^^ -15

С/т

о - $ = 3,5/1 =0,46 • - 5= ЗЬ = 0,6 мм

Влияние скруглсния вершин риблет на изменение сопротивления

Рис. 15. Экспериметадьные исследовашщ на аэродинамичесом комплексе моде, управляемого контейнера (УБК-3) с целью определения эффективности операт покрытия - риблет

ость набегающего потока; - площадь модели; Ум - подъемная сила; Оа;< - сила вого сопротивления; Ьа - хорда крььта: - вес модели; Дг7 - перемещение центра масс. Цифра 1 в (Н) - (13) относится к переднему- положению центровки, цифра 2 - к заднему жениго центровки.

При наличии мехашшции модели (рули высоты) можно определить производную фициента аэродинамического момента тд/ при отклонении руля высоты на угол 8е по [уле:

т'п =~.-™Х) + -т?г-~(Ом -Уш]соаа„)/ьхТ . (14)

Зыбор плана и результаты экспериментов представлены на рис. 15. Отметим, что 1 -эенная зона фюзеляжа, 1 - оребренная зона рулей направления, 3 - оребренная зона ьев, 4 - оребренная зона крыльев, выполненная с микрорельефом поверхности, ¡дающим с предельными лшшями тока.

Зыполненные экспериментальные и аналитические исследования путей снижения зхностного трения позволили сделать следующие выводы:

■ возможно достаточно эффективное пассивное воздействие непосредственно на геночные вихревые структуры во внутренней области пограничного слоя с помощью IX ребер (риблет), установленных на обтекаемой поверхности по направлению местного са;

с точки зрения технологии производства наиболее простой формой сечения ребер является а, близкая к треугольнику, грани ребер должны быть острыми;

большинство экспериментальных данных, при которых получено наименьшее снижение »тивления трения на оребренной поверхности, показывает, что это происходит при точно малых скоростях набегающего потока (К„<20м/сек).

1олучены количественные оценки геометрии риблет. Даны рекомендации по выбору ггрии микрорельефа риблет и их ориентации по поверхности, 'ассмотрены технологические аспекты создания искусственного покрытия. ! заключение приводятся основные выводы.

1рпложенни к диссертации содержат численный метод решения задачи обтекания гтричного профиля вязким потоком (дискретная модель и вычислительный алгоритм); аммную реализацию инженерной методики расчета поля скоростей на поверхности го крыла при безотрывном обтекании; программную реализацию процесса подготовки ных данных в системе геометрического моделирования и результаты компьютерного мрования аэродинамически эффекптвных поверхностей; программную реализацию сса подготовки исходных данных дня аэродинамического расчета.

ВЫВОДЫ

. Разработан метод комплексирования технологий вычислительного и физического риментов в интегрированную функциональную систему, обеспечивающий

упорядочение информационных потоков по стадиям жизненного цикла ЛА и его шиям;

доопределение системы принятия решений (отображения Т или решающего ятма);

инвариантность структуры механизма формирования результатов исследований к жательному составу информации и

алгоритмизацию методик моделирования (как математических, так и физических). Разработана имитационная модель обтекания симметричного профиля вязким эм и выполнен вычислительный эксперимент, начальные условия в котором еделены физическим экспериментом. Адекватность модели полученного спектра

' обтекания крыльевого профиля подтверждена физическим экспериме в гадротрубе ГТ-2 МАТИ.

3. Разработана технология комплексного эксперимента по идентифик аэродинамических характеристик несущей поверхности. Отличительной особенно предложенной методики является механизм согласования связей и структурная мс алгоритма, доопределяющего функциональную задачу.

• Предложен теоретический метод расчета АДХ тонкой несущей поверхности.

Введено центральное понятие в экспериментальной идентификации АДХ ЛА - о влияния, отражающее аксиоматический подход к построению модели силс взаимодействия среды и движущегося в ней тела, что позволяет прогнозировать АД> на больших углах"атаки.

• Разработана базовая схема структуры обтекания тонкого крыла малого уддит позволяющая наметить основные подходы к задачам планирования и управления АДХ

4. Разработан испытательный комплекс для аэродинамических исследований (сс стендового оборудования и информационные модули сопряжения) и метода1 и обеспечение задачи идентификации суммарных и распределенных АДХ тонкой нес; поверхности. Инженерные методики доведены до программной реатизации.

5. Тщательны}} анализ методов проектирования сложных поверхностей ЛА обосн необходимость использования унифицированных правил обработки разной по содержг и составу геометрической информации, что подтверждается примерами компьютер моделирования аэродинамически эффективных поверхностей ЛА.

Разработана программная реализация процесса подготовки исходных данных в сис геометрического моделирования (СГМ), при котором задание дискрипторных т поверхности определяется как результат анализа аэродинамических характера выполняемого в б^оке аэродинамического анализа.

6. Приведена характеристика математического аппарата, используемогс математическом обеспечении машинной графики. Математическое обеспеч организовано в двухуровневую иерархическую систему. Манипулирование кзображе] объекта осуществляется с помощью аффинных преобразований; любое аффи преобразование в трехмерном пространстве может быть представлено, в силу линейности, в виде суперпозиции вращении, растяжений, отражений и переносов. За интерполяции поверхности решаются с использованием приближения функций. И в тс в другом случае широко используется математический аппарат теории матриц.

Вопросы невырожденности аффинных преобразований и сходим интерполяционного процесса связаны с исследованием существования и единственн решения некоторой алгебраической системы уравнений.

Интерпретация'- вопроса существования и единственности решения алгебраиче системы линейных уравнений проведена на языке теории пространственно подо( отношений.

7. Предложена блочно-модульная структура интегрированной технологии обраб данных по стадиям жизненного цигаа ЛА, позволяющая выполнить структуризацию с> обмена информацией между системой геометрического моделирования и дру] подсистемами с целью многоаспектного использования однократно вводимой информа:

В качестве примера в рамках разработанной автоматизированной технол выполнено моделирование аэродинамически эффективной поверхности типа законцовк

Для проверки адекватности используемых дискретных моделей выполнен физича эксперимент. Показано достаточно хорошее совпадение результатов физическог вычислительного экспериментов.

Унифицированы в птовую структуру принципы построения автоматизированной логии управления и планирования (вариантного, адаптивного и нового) процесса юткн данных. Предложат способы формализации основных технологических процедур, ечивающие быструю воспроизводимость этих процедур. Способы формализации уютоя как эмпирическая интерпретация теории отношении в теоретико-множественной ш процесса измерения.

'. Сформулирована проблема управления АДХ ЛА с помощью изменения топологии .ja влияния. Разработаны рекомендации по выбору управляющих мероприятий, мировая и проведен многопараметрический эксперимент по идентификации 1ДИЦИОШШМ способом АДХ модели летающей лаборатории АН-24РР с целью (ботки технического задания на проектирование и размещение на поверхности ЛА ^навигационного оборудования. Летные испытания подтвердили эффективцосп. гаженных конструктивных решений (протокол летных испытаний №26/460 от ;.95).

0. Разработана методология, позволяющая построить отображение совокупности динамических требований на принимаемые решения на разных этапах создания ЛА. В зу развиваемой системной методологии выбора допусков на геометрию поверхности пета положен критерии минимальной стоимости жизненного цикла.

'азра богини формализонанпое описание компромиссной системы допусков на лрию поверхности самолета и предложена алгоритмизация системы поиска мального варианта.

Этличительной особенностью методики является объединение теоретико-;ественной модели и физического эксперимента для идентификации свойств элементов ли и их отношений.

.1. Выполнены экспериментальные и аналитические исследования по снижению iXHocTiioro трения, обосновавшие оптимальную геометрию риблст. В основу разработки рекомендаций и технологии оперативного изменения поверхности положен метод комшексирования технологий вычислительного и физического :римснтоп

)сновные положения диссертационной работы отражай в следующих публикациях:

1. Юдин Г'. В. Методология комплексирования систем проектирования и испытания ельник аппаратов; Монография. - М.: ВИМИ, 1999. - 252с.

2. Юдин Г.В. Разработка формализованных методов проектирования и испытания ельных аппаратов. Научные труды МАТИ, вып. 1(73).- М.: ЛАТМЭС, 1998, - с.127-132.

3. Белякова З.Н., Алексеев А.И., Юдин Г.В. Техника экслеримеота по визуализации :а в напорной гидротрубе аэродинамической схемы. Депон. рукопись ДО 6046, п/я А-1420 "ТЭЭ" серия А, вып. 08, 1984. - 5 с.

4. Белякова З.Н., Мутнлин H.A., Салахов М.А., Юдин Г.В. Способ определения АДХ ieii ЛА. A.C. №1130098, 1984.

5. Белякова З.Н., Рулин В.И., Юдин Г.В. Исследование пространственных течений в шой гидротрубе с горизонтально расположенной рабочей частью: Учебн. пособ. - М.: И, 1984.-32 с.

6. Белякова З.Н., Атексеев А.И., Рулин В.И., Юдин Г.В. Пргокнение критерия малыюй стоимости жизненного цикла для расчета допуска на аэродшимические обводы (сцеш. р\тсопись ДО 6793, серия AT, вьш. 05. - M.: В ИМИ, 1985. - 5 с.

7. Белякова З.Н., Неверов В.П., Пухов А.П., Рупии В.И., Юдин Г.В. Исследование .инамических моделей ЛА и его частей в напорной гидротрубе. Учеб.пособ. - М: МАТИ, - 32 с.

J». Беляков* Uli., licKpacjf H.B., Юдин Г.В. Экспериментальное исследование т потока около неровностей поверхности. Депон. рукопись ДО 6525, серия AB, вып. 05. ВИМИ, 1985.-5 с..'

9. Белякова ЗН-, Алексеев А.И., Рулин В.И., Юдин Г.В. Идентификация АДХ т КМУ в аэротрубах Т-1 MATH, Т-1А КАИ, Т-3 ХАИ. Тезисы докладов. XIX НТК МАТИ МАГИ,] 986,-с. 39.

10. Белякова З.Н., Алексеев А.И, Юдин Г.В. Аналитический метод расчета плоских произвольной формы. Депон. рукопись ДО 7076, серия СВ, вып. 04. - М.: ВИМИ, 1986. - 5<

11. Белякова З.Н., Алексеев А.И., Юдин Г.В. Определение поправку на блокинг-э при комплексных экспериментальных исследованиях аэродинамических изолиров моделей в дозвуковой аэротрубе малых скоростей. Депон. рукопись ДО 7074, серия ИМ, Di -M.: ВИМИ, 1986.-5 с. '

12. Белякова З.Н., Алексеев А.Й., Юдин Г.В. Оценка увеличения эффективности са! при задании допуска на его аэродинамические обводы с использованием критерия миним; стоимости жизненного цикла. Депон. рукопись ДО 7072, серия СВ, вып. 04. - М.:В 1986.-5 с. !

13. Белякова З.Н., Пухов А.Л., Рулин В.И., Юдин Г.В. Экспериментальное исследс АДХ моделей JIA и pro частей в напорной гидротрубе: Учебн.пособ. - М. : МАТИ, 1986. - 5

14. Белякова ЗН., Рулил В.И., Алексеев А.И., Юдин Г.В. Метод визуализации по' гидродинамической трубе ГТ-1 МАГИ. Депон. рукопись ДО 6805, серия ИМ, вып. 03. ВИМИ, 1986.-5 с. I

15. Белякова З.Н., Рулин В.И., Алексеев А.И., Юдин Г.В. Экспериментальное опред< структуры течения в объеме влияния тонкого КМУ. Делон, рукопиоь ДО 6794, серия AT 05.-М.: ВИМИ, 1986. - 5 с.

16. Белякова З.Н., Юдин Г.В. Инженерный метод определения АДХ конте подвешенного под крылом ЛА. Депон. рукопись ДО 6795, серия ИМ, вып. 05. - М.: В 1986.-5с.

17. Белякова З.Н., Юдин Г.В. Экперименгалыюе исследование тонкой пл прямоугольной модели крыла малого удлинения в аэротрубе Т-1 МАТИ. Депон. рукопш 6804, серия AT, вып. 05. - М.: ВИМИ, 1986. - 5 с.

18. Евтушенко Г.С., Неверов В.П., Пронин Г.Е., Юдин Г.В. A.C. №267913,1988.

19. Евтушенко Г.С., Неверов В.П., Титов В.А., Федосеев C.B., Юдин Г.В. №276171,1988.

20. Белякова З.Н., Воронов A.B., Зациорский О.И., Юдин Г.В. Аэродинаш биомеханике спортсмена-конькобежца. Тезисы докладов. Международная конференция Колорадо-Спрингс, {989,-с. 32-34.

21. Белякова З.Н, Рулин В.И., Черемухин ГА, Юдин Г.В. Влияние утла стреловидао( аэродинамическую эффективность несущей поверхности. Депон. рукопись ДО 7896, вып. 1 ВИМИ, 1989.-5 с. •

22. Белякова 3-Н., Рулин В.И., Черемухин Г.А., Юдин Г.В. Исследование вих системы КМУ с переменной стреловидностью по передней кромке. Депон.'рукопись ДО выпЛ. - М.: ВИМИ, J989.- 5 с.

23. Белякова З.Н., Климов A.B., Рулин В.И., Юдин Г.В. Исследования по сния турбулентного поверхностного трения с помощью оперативного шменения поверх самолетов. Тезисы докладов. ХУЛ Гагарикские чтения. -М.: МАТИ, 1991,- с. 62-63.

24. Белякова ,З.Н., Рулин В.И., Юдин Г.В. Аэродинамическое проектиро стреловидного крыла дозвукового транспортного самолета: Учебн.пособ. - M.: M 1994.-57 с. i

25. Рулин В.И„ Юдин Г.В. Исследование АДХ ЛА нетрадиционных схем (КЛ различного назначения) на этапах взлета и посадки. Тезисы докладов. РНТК Ингецы технологии в производстве ЛА. -М.: МГАТУ, 1994,- с. 88.

Белякова З.Н., Салахов М.А., Мутилкн H.A., Шашкин Д.Б., Юдин Г.В. Экспериментальные давания по идентификации АДХ летающей лаборатории со специальными надстройками. :ы докладов. РНТК Интенсивные технологам в производстве ЛА.- М.: МГАТУ, 1995,- с.47. Косшлева Н.Е., Балабина О.И., Белкина Ю.И., Беляков Т.И., Кудрявцев Д.В., Юдин Г.В. :рименгальная идентификация АДХ профиля крыла в несжимаемом потоке: Учебн. пособ. МАТИ, 1996.-42 с.

Юдин Г.В., Чернышов А.И., Бришш И.В., Турченкова З.В. Методы аналитического ния обводов при проектировании JIA: Учеба пособ.. - М. : МАТИ, 1996. - 58 с. Белоглазое Б.П., Юдин Г.В., Белялов ХИ. Методология формирования облика iperaioro самолета: Учебн. пособ. - М.: МАТИ, 1997. - 32 с.

28. Единак А.Ю., Скиба Г.Г., Юдин Г.В. Визуализация результатов планируемого римента. Тезисы докладов. Научные чтения, посвященные творческому наследию Н.Е. вского. -М.: ВВИА им. Н.Е. Жуковского, 1997,- с. 12-13.

Косшлева Н.Е., Рулин В.И., Юдин Г.В. Моделирование взаимовлиякяцих вихревых тур как средство формирования новых технологических решений. Тезисы докладов, ые чтения, посвященные творческому наследию Н.Е. Жуковского. - М.: ВВИА им. Н.Е. вского, 1997, - с. 16-17.

(Состылева Н.Е., Рулин В.И., Юдин Г.В Экспериментальная идентификация вихревых гур с целью разработки эффективных путей повышения качества внешней поверхности, и докладов. РНТК Интенсивные технологии в производстве ЛА. - М.: МАТИ, 1997,).

Костылева ЕЕ., Юдин Г.В., Бригкин И.В., Калыгина Г.В., Богданов С.И. Правша чной алгебры: Учебн. пособ,- М: MATH, 1997. - 98 с.

Состылева Н.Е., Юдин Г.В., Тузов А.Д., Козлов A.B., Можаев А.Л., Моженин C.B. [этилированные технологии геометрического проектирования в САПР: Учебн. пособ. -М.: 1, 1997.-99 с.

1етров A.B., Юдин Г.В. Сертификация ЛТХ летательного аппарата как обратная связь в ie управления качеством изделия. Информационные технологии в проектировании и юдстве, №4. - М.: ВИМИ, 1997, - с. 47-51.

Один Г.В. Комплексирование физического и вычислительного экспериментов в систему югической подготовки испытаний. Информационные технологии в проектировании и юдстве, №3. - М.: ВИМИ, 1997, - с. 40-51.

Эдин Г.В., Борумбей A.B., Бриткин И.В. Разработка концепции вычислительного отерного комплекса для решения задач аэродшамического проектирования. Тезисы ;ов. XXIV Гагаринские чтения.- М.: МАТИ, 1998, - с. 9-10.

Эдин Г.В., Белоглазов Б.П., Панков В.В. Сравнительный анализ математических методов авления кривых и поверхностей в задачах геометрического моделирования: пособ. - М.: МАТИ, 1998. - 32с.

Эдин Г.В., Белогазов Б.П., Покровский М.В., Фоменко А.Ю. Методика численного ления форм и частот собственных колебаний авиационных конструкций большого ния: Учебн. пособ. М.: МАТИ, 1998. - 43с.

Эдин Г.В., Бриткин И.В. Разработка методов формирования топологии объема влияния :дства управления аэродинамическими характеристиками летательного аппарата. В сб. ie труды МАТИ, вып. 2(74). - М.: ЛАТМЭС, 1999, - с. 160-164.

)дин Г.В., Рулин В.И., Проблемные вопросы разработки сверхзвукового пассажирского га. Научные труды МАТИ, вып. 2(74).- М.: ЛАТМЭС, 1999, -с. 155-160. )дин Г.В., Гиневский A.C., Белоглазов Б.П. Разработка формализованных методов ксирования систем проектирования и испытаний ЛА. Информационные технологии в фовании и производстве, №2. - М.: ВИМИ, 1999, - с. 73 - 83.

'лип В.И., Юдин Г.В. Полуэмпиричесхие методы определения критического числа Мкр я крыла доя больших дозвуковых скоростей. Научные труды МАТИ, вып. 3 (75). - М.: )С,2000,-с.- 195-199.

44. Юдин Г.Ц., Белоглазое Б.П., Рулин В.И., Борумбей А.В. Комрлекеирование м обработки геометрической информации в автоматизированную технологию проектиров конструирования и^воспроизведения сложных поверхностей. Тезисы докладов. Мсждунарс научно - техническая конференция ученых и специалистов. - М.: ЦА1"И им. профессора Жуковского, 2000, - с. 275 - 277.

45. Юдин Г.З., Морозов А.Б. Формализованное описание компромиссной сис допусков на геометрию поверхности ЛА. Тезисы докладов. Международная научно- техшти