автореферат диссертации по авиационной и ракетно-космической технике, 05.07.02, диссертация на тему:Структурно-параметрический синтез облика самолета при "жестких" инфраструктурных ограничениях

На правах рукописи Для служебного пользования Экз. № 1

101-714-114/ДСП УДК 629.735.33.01

КУПРИКОВ МИХАИЛ ЮРЬЕВИЧ

СТРУКТУРНО-ПАРАМЕТРИЧЕСКИИ СИНТЕЗ ОБЛИКА САМОЛЕТА ПРИ «ЖЕСТКИХ» ИНФРАСТРУКТУРНЫХ ОГРАНИЧЕНИЯХ

Специальность 05.07.02. — Проектирование и конструкция

летательных аппаратов

Автореферат диссертации на соискание ученой степени доктора технических наук

Москва -1999 г.

Работа выполнена в Московском государственном авиационном институте

(техническом университете)

Официальные оппоненты:

доктор технических наук, профессор

В.С.Брусов

доктор технических наук

А.Х.Каримов

доктор технических наук

Ведущее предприятие

А.А.Панкевич ОАО «ОКБ им. А.С.Яковлева».

Защита состоится «_»

1999 г. в 10^ часов на

заседании диссертационного Совета Д. 053.18.03 Московского государственного авиационного института (технического университета) по адресу: 125871, Москва, ГСП, Волоколамское шоссе, 4.

Отзыв на автореферат диссертации, заверенный гербовой печатью, просим направлять в двух экземплярах по адресу совета института.

С диссертацией можно ознакомиться в библиотеке МАИ.

Автореферат разослан «_»_1999 г.

Ученый секретарь диссертационного Совета Д. 053.18.03 к.т.н., доцент

Ю.Ю.Комаров

ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА РАБОТЫ

Актуальность проблемы. Диалектическое противоречие между юстоянно совершенствующимися новыми типами самолетов и непрерывно ггареющей авиационной инфраструктурой возникло с первых дней появления 1виации и носит фундаментальный характер. Переход на трансзвуковые и ■верхзвуковые скорости полета, увеличение грузопотоков и, как следствие, 'величение размерности воздушных судов привели к появлению мощного юрогостоящего инфраструктурного комплекса. Воздушное судно и (виационная инфраструктура представляют собой единую взаимосвязанную :истему воздушного транспорта. Создание современного аэродрома требует емельного участка площадью более 8100 га, искусственного покрытия злетно-посадочной полосы (ВПП) и рулежных дорожек и огромных временных [ материальных затрат. Для определенного класса ЛА можно выделить группу граничений, которые носят концептуальный характер и оказывают [риоритетное влияние на формирование облика самолета (ФОС). Такие 'граничения в работе названы "жесткими". Возросшая "жесткость" [нфраструктурных ограничений не позволяет использовать при роектировании самолетов традиционные методы и требует разработки ригинальных методов проектирования самолета при инфраструктурных граничениях такого типа.

Значительное влияние на удовлетворение инфраструктурных требований называют конструктивно-компоновочные решения. Формирования облика амолета с учетом инфраструктурных требований позволит учесть их на анних стадиях проектирования самолета.Таким образом, предметом иссертационного исследования является процесс формирования облика амолета. В качестве объектов исследования рассматриваются тмолеты, для которых критичность инфраструктурных ограничений осит концептуальный характер. Примерами таких самолетов являются: озвуковые магистральные пассажирские, сверхзвуковые маневренные, эузо-пассажирские региональные. На рис. 1 эти летательные аппараты э казан ыв пространстве инфраструктурных параметров: относительной дальности олета(Ьр); относительной длины ВПП(Ьвпп); относительной степени ;нащенности ВПП (8).

Рис. 1. Объекты авиационной техники в пространстве инфраструктурных параметров

S • СТвПбНЬ OCHbi^kiinvviri mihi

(спец. установки, ACN, прочность ВПП ...)

06 актуальности проблемы свидетельствует то, что исследование данного вопроса проводилось на кафедре 101 в соответствии с перспективным научным направлением ПНН-1 НИР 001-01П, НИР 74270-25000, № 96-01-00489 (НИР ПР-025), НИР 68160-01010; в рамках совместных НИР с ММЗ «Скорость» и МАИ № 35690-01010 и 55060-01010, № 55630 и на кафедре 601 по НИР 601-92-К6 и НИР ПБ 72. Об актуальности темы свидетельствуют Гранты, полученные лично соискателем и при его участии коллективом авторов на выполнение исследований: 1-й Грант Всероссийского молодежного научного Форума "Интеллектуальный потенциал России - в XXI век", Всероссийский Грант молодых ученых (НИР 68160-01101), Грант Международного фонда науки, культуры и экономики, Грант Российского фонда фундаментальных исследований №96-01-00489 (НИР ПР-025), докторантский Грант (НИР ПБ-111). Актуальность подтверждена в процессе апробации на научно-технических конференциях [11-16,18-19,21-23,25].

Методика исследования.

Декомпозиция задач, разработка математических моделей и алгоритмов базируются на принципах:

• системного подхода;

• историко-технического анализа развития авиационной техники; основанного на принципах диалектической логики и фундаментальных философских законах развития природы и техники;

• эвристических разрешений противоречий путем экспертных оценок, сформированных на базе опыта проектных работ.

Выявление рациональных конструктивно-компоновочных решений осуществлено на основе моделирования с помощью формально-эвристических процедур.

Научная новизна диссертационной работы заключается в разработке комплекса формально-эвристических методов, моделей, алгоритмов и процедур решения задачи структурно-параметрического синтеза облика самолета при "жестких" инфраструктурных ограничениях. Таким образом, предложен новый подход к формированию облика самолета в этих условиях, обеспечивающий повышение качества и сокращение сроков проектирования ЛА. Входе работы были получены следующие новые результаты:

• показано, что выявленные зависимости между инфраструктурными ограничениями, параметрами, вариантами компоновки и характеристиками самолета для некоторых типов самолетов имеют концептуальный характер и оказывают приоритетное влияние на процесс формирования облика самолета, введено понятие "жестких" инфраструктурных ограничений;

• впервые показано, что "жесткие" инфраструктурные ограничения могут быть эффективно учтены путем трансформации задачи формирования облика самолета в "обратную" задачу проектирования, позволяющую уменьшить число итераций при поиске облика самолета;

выявлено и систематизировано множество конструктивно-эмпоновочных решений и их весовых эквивалентов, обеспечивающих ювлетворение инфраструктурных ограничений, что обусловило реализацию роцесса автоматизированного формирования облика самолетов разного азначения и размерности с использованием формально-эвристичеких роцедур синтеза схемы и компоновки самолета;

выявлены, формализованы и количественно определены новые связи инструктивно-компоновочных параметров и характеристик в процессе интеза облика самолета при "жестких" инфраструктурных ограничениях, акие как:

• зависимость максимальной взлетной массы от инфраструктурных граничений по габаритам самолета, прочности покрытия, ширине и длине ¡ПП и т.д.

• зависимость типа и положения агрегатов силовой установки, системы правления самолетом, шасси и т.д. от ограничений по длине ВПП, собенностей компоновочного пространства, назначения самолета вертикальный-ультракороткий взлет и посадка) и д.р.

впервые показано, что "жесткие" инфраструктурные ограничения по абаритам самолета могут являться определяющими при формировании нешнего облика и корректно учитываются только при условии решения адачи внутренней компоновки самолета;

разработаны процедуры компоновки различных типов ЛА при жестких" инфраструктурных ограничениях, такие как компоновка СВВП с различным сочетанием количества и типов агрегатов силовой установки, а акже компоновки транспортных СВВП и дальних магистральных самолетов;

выявленные новые связи и процедуры структурно-параметрического интеза облика самолета потребовали разработки новых алгоритмов, баз [анных, которые легли в основу созданной системы автоматизированного юрмирования облика самолета с учетом "жестких" инфраструктурных »граничений.

проведенный структурно-параметрический анализ альтернативных :онструктивно-компоновочных решений позволил выявить влияние 'жестких" инфраструктурных ограничений на облик самолетов различных ипов и дать новые проектные рекомендации.Научная новизна подтверждена [евятью отечественными авторскими свидетельствами [1-9].

Перечисленные научные разработки составляют научно-методическое обеспечение, которое вносит существенный вклад в решение важной народно-хозяйственной проблемы повышения качества и сокращения стоимости и сроков проектирования перспективных самолетов и способствует ускорению научно-технического прогресса, которое и выносится на защиту.

Практическая ценность диссертационной работы заключается в том, что на базе разработанных методик, процедур и моделей создана система автоматизированного проектирования самолетов вертикального взлета и посадки, которая может быть использована в НИИ и ОКБ авиационной промышленности, обеспечивая при этом сокращение трудоемкости проектирования в 7-10 раз при рассмотрении большего числа вариантов. Программный комплекс может быть использован и при подготовке специалистов по проектированию самолетов в авиационных учебных заведениях. Для этого написаны методические пособия и поставлены лабораторные работы, которые внедрены в четырех высших учебных заведениях, что подтверждается соответствующими актами о внедрении.

Выявленные закономерности между инфраструктурными требованиями, параметрами и вариантами компоновки и характеристиками самолета могут быть использованы специалистами авиационной промышленности при разработке перспективных образцов авиационной техники. Результаты работы внедрены в двух проектных и эксплуатирующей организации, что подтверждается соответствующими актами о внедрении. Внедрение результатов работы. Результаты работы внедрены в АНТК им. А.Н.Туполева, АК «Трансаэро», ВВИА им. Н.ЕЖуковского, «ОКБ им. А.С.Яконлева», кафедре 101 «Проектирование самолетов» МАИ, кафедре «Конструкция самолетов» ХАИ, кафедре 601 «Космические системы и ракетостроение» МАИ, кафедре «Технология производства ЛА» МГАТУ им. К.Э. Циолковского, что подтверждается соответствующими актами о внедрении.

Апробация работы. Основные результаты работы были доложены и обсуждены на ряде научно-технических конференций ив организациях

Год Организация Наименование конференции, семинара и т.с

1994 Берлинский технический университет Обсуждение научных результатов стажировки

1995 Московский государственный авиационный институт Научный доклад на каф.101 "Проектировани самолетов"

1995 Таганрогский государственный радиотехнический университет им. В.Д. Калмыкова Всероссийская научная конференция "Новые информационные технологии. Информационное, программное и аппаратное обеспечение".

1995 Санкт-Петербургская государственная академия авиационного приборостроения Всероссийский молодежный научный Форум "Интеллектуальный потенциал России - в XX век"

1996 Московский государственный авиационный институт Научный доклад на институтской конференции "Новые информационные технологии в авиастроении"

Год Организация Наименование конференции, семинара ит.д

1996 Штутгартский университет Обсуждение научных результатов стажировки.

1996 Московский государственный технический университет им. Н.Э. Баумана Международный научный конгресс студентов, аспирантов и молодых ученых" Молодежь и наука - третье тысячелетие."

1996 Московский государственный авиационный технологический университет им. К.Э.Циолковского XXII Гагаринские чтения

1996 Таганрогский государственный радиотехнический университет им. В.Д. Калмыкова Международный научный симпозиум "Природа и человек: взаимодействие и безопасность жизнедеятельности"

1996 Академия оборонных отраслей промышленности и Центральный институт повышения квалификации кадров авиационной промышленности Научно-технический семинар "Новые композиционные материалы и их применение в различных областях техники"

1996 Рижский авиационный университет Международный научный Симпозиум "Экология, авиация, техносфера — взгляд в третье тысячелетие."

1997 Военно-Воздушная Инженерная Академия им. Н.Е.Жуковского Научная сессия, посвященная 150-летию со дня рождения Н.Е. Жуковского

1997 Институт истории техники и естествознания РАН Научные чтения, посвященные творческому наследию Н.Е. Жуковского (150-летию со дня рождения)

1997 Ташкентский государственный авиационный институт 2-я Республиканская научно-техническая конференция «Передовые технологии и методы создания и эксплуатации авиакосмической техники»

1997 1998 Московский государственный авиационный институт Научный доклад накаф.101 "Проектирование самолетов"

1998 Самарский государственный аэрокосмический университет Научный доклад на Всероссийской конференции "Самолетостроение России: проблемы и перспективы"

1998 Международный и Российский Союзы научных и инженерных общественных объединений Научный доклад на Международной конференции "Передовые технологии на пороге XXI века", посвященной 145-летию со дня рождения В.Г.Шухова

1998 "ОКБ Сухого" Научный доклад

Полученные в диссертации научные результаты представлены в 89 аучных трудах и опубликованы в 35 работах, в том числе в 9 научных татьях [10,20,21,25-29,35], 9 описаниях авторских свидетельств [1-9], одном чебно-методическом пособии [17] и 16 тезисах докладов на научно-ехнических конференциях, конгрессах, форумах, семинарах и симпозиумах сероссийского и международного уровня [ 11 -16,18,19,22-24,30-34]. Различные

аспекты материалов, вошедших в диссертацию, отражены более чем в 30-ти научно-технических отчетах.

Личный вклад соискателя. Все основные научные положения от формирования идеи, постановки задачи исследования и разработки моделей до проведения исследований и структурно-параметрического анализа по выявлению влияния инфраструктурных ограничений на облик самолета разработаны автором. Также соискатель лично программировал и отлаживал исходные версии программ, вошедших в состав системы автоматизированного формирования облика самолета.

Вместе с тем соискатель считает своим приятным долгом выразить глубокую благодарность коллегам—сотрудникам МАИ, благодаря помощи, поддержке и советам которых соискатель выполнил данную работу.

Развитие основных научных положений полученных в диссертации другими авторами. Плодотворность разработанных соискателем методов подтверждается широким использованием его основных научных положений другими исследователями в различных областях проектирования авиационной техники. Так, в работах аспирантов: C.B. Максимова, C.B. Елина, А.Б. Аведьяна, И.А. Неганова, A.B. Продана, К.Г. Евченко, Д.А. Гагасова и других авторов успешно применены и развиты основные положения разработанной соискателем методологии в сфере своих научных интересов.

Структура и объем диссертационной работы. Диссертация состоит из введения, четырех частей, выводов, заключения, библиографического списка и приложения. Объем работы составляет 391 страницу, включая 211 страниц текста, 106 рисунков и 15 таблиц. Список литературы содержит 156 наименований.

СОДЕРЖАНИЕ РАБОТЫ

Во введении сформулировано понятие «жесткие инфраструктурные ограничения», как ограничения, которые носят концептуальный характер и оказывают приоритетное влияние на формирование облика самолета, обоснована актуальность рассмотрения формирования облика самолета при «жестких» инфраструктурных ограничениях и приведен анализ работ в этой области.

Предпосылкой для решения задачи выявления влияния инфраструктурных требований на облик самолета является опыт разработок по улучшению его взлетно-посадочных характеристик, программы по созданию СВВП, СК/ВП и т.д., а также научно-методическая база. Ее анализ показывает, что отдельные аспекты специфических проблем проектирования самолетов с учетом удовлетворения инфраструктурных требований изложены в работах, посвященных самолетам вертикального-ультракороткого взлета и посадки (СВ/УВП): В.В.Володина, Г.Закса, К.Хафера, Ф.П.Курочкина, Н.К.Лисейцева, В.З.Максимовича, В.П.Павленко, В.Т. Тараненко и в работах ряда других отечественных и зарубежных авторов, ученых ЦАГИ и других авиационных НИИ.

Часть работ посвящена, исключительно, вопросам проектирования

инфраструктуры аэропортов, это работы Г.И.Глушкова, В.Ф. Бабкова, Л.И. Горецкого, В.Е. Тригони, Ю.С.Ткаченко, Н.Ашфорда и П.Райта .

Значительный интерес представляют работы, посвященные отдельным узкоспецифическим вопросам согласования параметров и характеристик инфраструктуры и летательного аппарата, это работы Ю.Н.Егорова, А.С.Сосулова, Н.И.Кузовщикова, Р. Хоронджеффа (США) и В.А.Хозанг ¡компоновка шасси самолета из условия разворота на ВПП). Вопросам эксплуатационной технологичности ЛА посвящен ряд работ Н.Н.Смирнова и Ю.Н.Ченючина.

Опыт научно-исследовательских и проектных работ и эксплуатации :амолетов создает научную базу и подтверждает актуальность решения задач формирования облика самолета с учетом удовлетворения инфраструктурных эграничений.

Первая часть диссертации состоит из трех глав. Первая глава ^освящена анализу работ по формированию облика самолета. Многообразие ;хем и вариантов облика самолета не позволяет исследовать всю область эеализуемых вариантов самолета обычными (не машинными) способами. Эсобой строкой следует выделить работы, посвященные попыткам штоматизации как формирования облика самолета в целом, так и его отдельных составляющих. К их числу относятся работы, проведенные в 10л отделении ЦАГИ под руководством Л.М.Шкадова, в МАИ - под зуководством С.М.Егера,О.С.Самойловича, В.В.Мальчевского, В.С.Брусова, З.З.Максимовича, Н.К.Лисейцева и А.Н.Арепьева [17]. Аналогичные работы 5ыли проделаны под руководством проф. Ж.Роскама в Канзасском университете (США). Одной из наиболее развитых и современных является жстема автоматизированного проектирования дозвукового пассажирского ;амолета Visual CAPDA 1.0, созданная в Берлинском техническом университете под руководством профессора X. Хаберланда (ФРГ). Анализ >тих работ проведен в первой главе диссертации. В известных до настоящего фемени работах вопросы автоматизированного формирования облика :амолета рассматриваются на уровне концепций построения систем или шисания конечных результатов применения отдельных программ. Стоит ¡аметить, что большинство систем автоматизации статичны и ориентированы m решение узкого класса задач с помощью использования строго ограниченного тбора средств современных интегрированных CAD/CAM/CAE систем.

Однако в названных работах и системах представлена «прямая» задача фоектирования, в которой влияние инфраструктурных ограничений усматривается как проверочное ограничение результатов формирования »блика самолета. Это обстоятельство приводит к большому числу итераций, l при отсутствии времени и средств на поиск рациональных схемно-гараметрических решений - к выбору нерационального, но по формальным физнакам удовлетворительного облика самолета.

Во второй главе приведена постановка задачи исследования в ¡ербальном и математическом виде, проведена декомпозиция задачи нормирования облика самолета и ограничений; выявлены элементы матрицы

инфраструктурных требований и ограничений и установлено, что инфраструктурные ограничения могут бытьописаны ввиде матрицы, имеющей идентичную структуру для разных типов самолетов.

Целью диссертационной работы является разработка научно-методического обеспечения, включающего методики, алгоритмы и комплексы синтеза облика самолета при «жестких» инфраструктурных ограничениях. Это обеспечит повышение качества проектно-конструкторских работ на этапе предварительного проектирования, снижение материальных и временных затрат за счет широкого использования современных методов математического моделирования и средств машинной графики при формировании облика самолета.

Достижение поставленной цели работы осуществлено на основе решения ряда задач, основными из которых являлись:

- выявление инфраструктурных требований и критичных факторов формирования облика для тех типов самолетов, для которых инфраструктурные требования носят концептуальный характер;

- выявление и систематизация матрицы конструктивно-компоновочных решений, обеспечивающих требования по длине взлетно-посадочной полосы;

- выявление места учета инфраструктурных ограничений в рамках формирования облика самолета и состава задач компоновки;

- разработка математических моделей и процедур формирования облика самолета при инфраструктурных ограничениях;

-разработка алгоритмов, программ определения характеристик систем и агрегатов и самолета в целом и включение их в систему автоматизированного формирования облика самолета;

- проведение исследований по выявлению влияния инфраструктурных ограничений на облик самолета и выдача проектных рекомендаций.

Под математической моделью формирования облит ЛА будем понимать формальные связи, непосредственно описывающие множество допустимых параметров Ху, и алгоритм определения вектора, удовлетворяющего этим связям, т.е.х еХ . Решение проблемы математического моделирования облика ЛА необходимо для всех задач оптимизации облика.

Решение задачи формирования облика самолета как задачи математического моделирования не всегда приводит к успеху из-за значительной размерности вектора конструктивных параметров X*, сложности множества ограничений и, а также больших временных затрат, необходимых для вычисления вектора целевой функции. Поэтому очень важна правильность проведенной декомпозиции системы векторов целевых функций, параметров проекта и ограничений. Это обстоятельство связано с тем, что облик самолета является результатом компромиссного решения проектных задач, что характерно для концептуального проектирования. Важной чертой концептуального проектирования является доминирование одних частных

критериев над другими и повышение значимости некоторых частных критериев до уровня общих критериев.Решение «прямой» задачи проектирования самолета приводит к многоитерационности, а следовательно, к значительным временными материальным затратам. В этой связи особый интерес приобретает модель решения «обратной» задачи проектирования самолета, т.е. ситуация, когда рациональные значения параметров :оответствуют предельно допустимому минимальному, либо максимальному значению характеристики, однозначно вытекающему из множества эграничений. В данной работе к числу рассматриваемых инфраструктурных эграничений, имеющих функциональную значимость, относятся ограничения то взлетной массе самолета, габаритным размерам и т.д. Задачи данного типа характеризуются достаточно частым отсутствием точек оптимумов функции в рассматриваемом промежутке и плавным градиентом ее роста.

Проведенные исследования показали, что для разных типов самолетов яоменклатура ограничений, практически, эквивалентна. Однако в 1бсолютном значении ограничения не всегда бывают критичны. Анализ зграничений позволяет формализовать их в скалярном и в функциональном зиде.

Эти требования формируются на этапе внешнего проектирования, и на угапе внутреннего проектирования они заданы в ТЗ. Анализ многообразия инфраструктурных ограничений и требований показывает, что их можно жстематизировать и классифицировать по пяти признакам, представленным з таблице 1.

Таблица 1. Матрица инфраструктурных требований и ограничений 1)(5;3)

№ Признак 1 2 3

и, Базирование (летное поле) Длина ВПП Ширина ВПП Прочность ВПП

и2 Служебно-техническая зона Габариты терминала Габариты мест стоянки Габариты транспортных зон

и3 Обслуживание и эксплуатационная технологичность Загрузка и выгрузка целевой нагрузки Осмотр и заправка Ремонтопригодность

и4 Экология Шум Температура Токсичность

и5 Регионально-демографический фактор АМСА Биосфера Радиоактивность и магнитные поля

В третьей главе определено место и роль поставленной задачи в рамках [роцесса проектирования самолетов. Выявлены особенности формирования |блика самолета из условий обеспечения «жестких» инфраструктурных •граничений.

Вторая часть посвящена методам выбора и синтеза схемных решений самолета при инфраструктурных ограничениях. Показано влияние инфраструктурных требований на выбор схемы маневренного самолета для любых ограничений по длине ВПП и даны возможные варианты реализации данного направления развития маневренных самолетов по пути сокращения длины ВПП. На основании структурного анализа получены данные и сделаны выводы о рациональности применения схем самолета и его частей при инфраструктурных ограничениях.

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.2 представлена схема, отражающая методику поиска элементов вектора схемных решений, позволяющих удовлетворить множеству требований и ограничений и=и(и.).

ТЕХНИЧЕСКОЕ ЗАДАНИЕ

и =

х„ =

Множество ограничений

I», . 1

Матрица альтернативных схемных решений

Рис.2. Выбор схемных решений

Характеристические матрицы: у

Уц V,, VI.' 41 • Ч.'

V Ц « "я *22 - - - Ш у = Щг • Щ.

V* V! «и • "и

X = [Х1п Х2п • Хтп ]

Вектор схемных решений, удовлетворяющих ТЗ

Каждому ьму элементу этого множества можно найти соответствующий вектор проектно-конструкторских решений [ X. ], которые позволяют создать самолет, удовлетворяющий этому и. - му требованию. Совокупность векторов проектно-конструкторских решений [ X. ], позволяет сформировать матрицу проектно-конструкторских решений [ X.. ], где j—размерность максимального вектора проектно-конструкторских решений [ X. ]. В первом приближении каждое проекгно-конструкторское решение х.., выражено как вербально, так и в скалярном виде. На базе характеристических выражений можно составить прямоугольные матрицы (например матрицу масс [ т.. ], в каждой ячейке которой будет расположен массовый эквивалент проектно-конструкгорского

решения х.. ), элементами которых будут являться скалярные или функциональные зависимости. Эти зависимости характеризуют каждое проектно-конструкторское решение х.., записанное ранее в матрицу проектно-конструкторских решений [ X.. ] в вербальном виде. Число таких матриц и их характеристический состав определяется проектировщиком индивидуально цля каждого конкретного случая.

При работе с матрицами необходимо использовать ряд правил. Так, гели в матрице проектно-конструкторских решений [ X.. ] встречаются однотипные, но удовлетворяющие различным требованиям решения, то элемент матрицы, имеющий доминантное значение, поглощает второстепенный элемент этой же матрицы. Несложно заметить, что чем больше однотипных решений встретится в матрице, тем рациональней выбранное проектно-конструкторское решение х... Аналогичную процедуру можно проделать и анализируя характеристические матрицы совместно на предмет выявления доминантных значений, но уже по разным характеристикам. Возможны ситуации, когда вектор проектно-конструкторских решений " X. ], имеющий меньшую размерность, но позволяющий удовлетворить целому эяду ограничений, по своим характеристикам (например, по относительной массе) уступает вектору с большей размерностью.

Данный подход позволяет определить наиболее рациональный вектор троектно конструкторских решений по каждой из характеристик. Чем большее вдело характеристик задействовано, тем более рациональным получится :амолет в эксплуатации.

Результатом работы на этом этапе являются выявленные шьтернативные векторы рациональных схемных решений. Пример вектора ;хемного решения соответствующего сверхзвуковому маневренному СВВП талубного базирования представлен на рис. 3 [24,29].

18 иоо х 6 ООО X 7 ?ио

Техническое задание:

множество ограничений:

и=и(и, ,и,,и,), где и, -требование по длине взлетно-

посадочной полосы (ВПП) и2 - ограничение габаритов лифта

подъемника, ЖБУ и, - требование по прочности покрытия ВПП

' = X (СВ/УВП, Единая с ВФК С^"Бесхвостка",велосипедное шасси,.,)

Рис. 3. Внешний облик маневренного самолета, соответствующий вектору схемных признаков, удовлетворяющему множеству ограничений и

Синтез новых схемных решений - это результат разрешения диалектических противоречий. Поиск нового решения - это, прежде всего, глубокий анализ преимуществ и недостатков старых решений и синтез на их базе принципиально нового технического решения, являющегося результатом решения поставленной задачи на новом техническом уровне.

На начальном этапе синтеза нового схемного решения проводится формирование характеристических матриц альтернативных схемных решений для удовлетворения каждого ¡-го требования. Характеристическая матрица каждого решения состоит из двух столбцов. Элементами первого столбца являются семантические выражения, характеризующие положительные и отрицательные качества данного решения, а элементами второго столбца являются нормированные оценки этих качеств (например, в диапазоне от-1 до +1). Записи в строках носят парный характер. Нормированные оценки могут быть сверткой экспертных оценок, либо обработкой данных статистики по известным образцам авиационной техники (см. таб. 2 - в скобках приведены значения тяшвооруженностей).

Таблица 2. Характеристическая матрица самолетов с альтернативными способами вертикального взлета и посадки

№ Признак Взлет Полет Посадка

1 Самолеты с горизонтальным +0.5 +0.5 +1

положением фюзеляжа на (1.6) (0.25) (1.2) -

взлете и посадке

2 Самолеты с вертикальным +1 • +1 -1

положением фюзеляжа на (1.3) (0.25) (0.9)

взлете и посадке

3 Самолеты с вертикальным +1 +1 +1

положением фюзеляжа на (1.3) (0.25) (1.2)

взлете и горизонтальным на

посадке

Каждое схемное решение имеет множество характеристических матриц, удовлетворяющих различным требованиям. Согласно множеству ограничений выбираются матрицы, отвечающие этому множеству.

На втором этапе из альтернативных схемных решений происходит выбор диалектически противоположных пар схемных решений, для которых столбцы характеристических матриц носят зеркальный характер. В той части матриц, где это условие выполняется, возможно формирование обобщенной характеристической матрицы, соответствующей еще несуществующему техническому решению. Далее, каждой строке (характеристике) в соответствие ставится частное техническое решение, совокупность которых определяет то или иное схемное решение (см. рис. 4).

Данное решение является необходимым, но недостаточным условием синтеза нового технического решения. Используя характеристические матрицы, можно определить направление развития творческой мысли.

Действие алгоритма рассмотрим на примере сокращения длины ВПП.

В качестве альтернативных схемных решений рассмотрим схемы

Мт

т„ т21

"V,

Щ.

Щ.

Ч.

\

т,, Щ.

Рис. 4. Схема формирования вектора схемных решений, характеризующего

новую схему самолета

=> X* = [*11 Х2п ■ Хш] Вектор нового схемного решения

силовых установок (СУ), обеспечивающих самолету вертикальный взлет и посадку, т.е. в качестве ограничения принято, что и= и,(ЬВ1Ш=0).

На рис. 5 условно представлен граф, который иллюстрирует диалектику трансформации схем СУ СВВП, изменений и диалектических противоречий, разрешение которых привело к появлению новых схемных решений.

Г^опеоречке талмоорумнюсть

ЕСУ ССУ КСУ

Самолет с составной СУ (Мираж Ш-У)

Самолет с единой СУ (Харриер)

Самолет с комбинированной СУ (Я к -38) ^т

ЕСУ - хвостовая часть фюзеляжа КСУ - хвостовая часть фюзеляжа ЕСУсВФК -традиционная конпоновха, а характеристики ках у ЕСУ

Самолет с единой СУ с ВФК

Рис. 5. Диалектика трансформации схем СУ СВВП

На первом этапе развития СВВП, относящемся к 50-60-м годам, в качестве СУ использовались единая (ЕСУ) и составная (ССУ) силовые установки. Зеркальная противоположность нормированных показателей качеств основных характеристик наглядно видна при сравнении величин тяговооруженностей представленных в таблице на рис. 5. Компромиссным решением, позволившим разрешить как противоречие по выбору основных параметров самолета (вертикальная и горизонтальная тяговооруженность), гак и компоновочные противоречия по взаимной увязке объемов в центральной части самолета при размещении центроплана, внутреннего отсека вооружений, ииши основных стоек шасси, расходного топливного бака и т.д. при условии збеспечения минимальных моментов инерции, габаритных ограничений и »родинамических форм, явилась схема самолета с комбинированной силовой установкой (КСУ). Преимущества самолетов с комбинированной СУ отрицают

схему с составной СУ и находятся в диалектическом противоречии уже со схемой самолета имеющего единую СУ.

Суть противоречия второй пары заключается в появившихся проблемах с компоновкой задней открытой зоны соплового аппарата и лишь в половинчатом решении использования тяговооруженности ПМД на всех режимах полета с сохранением качеств группы ПД, присущих самолетам, выполненным по схеме с составной СУ. Разрешением этого противоречия является появившаяся в 70-х годах схема единой СУ с агрегатами усиления тяги. В качестве примера рассмотрим единую СУ с выносной форсажной камерой (ВФК). Данная схема СУ позволяет разрешить противоречие второй пары и по компоновке и по тяговооруженности. По компоновочным признакам ВФК имеет характеристики эквивалентные самолетам с комбинированной СУ. Тяговооруженность самолета на бесфорсажном режиме соответствует тяговооруженности самолета с комбинированной схемой СУ (работает только ПМД).

Для СВВП силовая установка и система управления на доэволютивных режимах полета имеют как функциональную, так и конструктивную общность. Рассмотренные две предыдущие пары противоречий касались разрешения противоречий по компоновке и тяговооруженности лишь в части силовой установки. Рассмотрим противоречия между газодинамической струйной системой управления на доэволютивных режимах полета (СУДРП) и системой управления посредством газодинамической, либо векторной модуляций векторов тяг силовой установки. Характеристическими признаками как и в первом случае являются компоновка силовой установки (точки приложения векторов тяг). При этом относительные затраты тяги на управление и балансировку самолета на доэволютивных режимах полета выступают в качестве критерия. Разрешение третьей пары противоречий сопровождается интеграцией СУ и СУДРП.

Поиск решения на втором этапе рассмотрим на примере анализа концепций взлета СВВП, представителями которых являются:

- самолеты с вертикальным положением фюзеляжа на взлете и посадке;

- самолеты с горизонтальным положением фюзеляжа на взлете и посадке.

Данные технические решения представляют пару диалектически

противоположных схемных решений как по сути взлета так и по функциональному назначению. Сформируем характеристическую матрицу потребной тяговооруженности СВВП на различных режимах полета (см. таб.2).Формирование обобщенной матрицы на решении, полученном в результате разрешения третьей пары противоречий, приводит к выработке новой концепции СВВП, который осуществляет взлет с вертикальным, а посадку с горизонтальным положением фюзеляжа [ 13 ]. На рис.6 представлены две исходные схемы самолетов и третья как результат синтеза новой схемы, исходя из данных характеристической матрицы. Схемы получены с использованием подсистемы Ап-ЬЕСС>[30,31]. На полученные технические решения получены авторские свидетельства №1816717 и 1821421 (см. рис.6), подробно описанные в [8,9,24,26].

Рис. 6. Новое техническое решение АС №1821421 - самолет с вертикальным положением фюзеляжа на вертикальном взлете и горизонтальным положением фюзеляжа при вертикальной посадке

Третья часть состоит из двух глав и посвящена определению эазмерности самолета и выбору его основных параметров при инфраструктурных ограничениях.

Многие инфраструктурные ограничения либо напрямую, либо косвенно указывают влияние на выбор значений основных параметров и размерности самолета. Влияние инфраструктурных требований на размерность самолета зассмотрим на примере факторов, для которых она критична.

Демографический фактор инфраструктурных требований складывался исторически и является тем объективным фоном, который обуславливает размещение авиационной инфраструктуры как в каждом отдельном регионе, гак и на Земном шаре в целом (см. рис.7). В силу определенных в ТЗ требований, которыми должен обладать самолет, демографический фактор хля некоторых типов самолетов становится определяющим.

Демографический фактор, в основном, влияет на потребную дальность голета. Вторым аспектом влияния демографического фактора на облик амолета при определении основных проектных параметров является 1ысокая плотность населения в крупных мегаполисах. Требования по ¡езопасности полетов и экологической безопасности определяют удаление зропортов от городской черты, ориентацию ВПП и т.д. Развитие городов [риводит к поглощению аэропортов. В Москве это произошло с ВПП на Содынке и в Тушино. Однако есть аэропорты, которые исторически строились I центре крупных городов, в анклавных территориях.

аэропорты с26%

-ъЖмГТлппп .. 57%

более-4000 м 17%

аэропорты с шириной ВЦП

45 м. 60 м.

34% 66%;

аэропорты с шириной РД

23 м. 30 м.

60%, 40%

Рис.7. Анализ расположения и состояния инфраструктуры высококласных аэропортов мира, в которых предполагается базирование ДМС БП

Типичными представителями таких аэропортов являются Тегель (Западный Берлин), Гонконг, Сингапур и т.д. Это обстоятельство не позволяет наращивать длину ВПП и требует улучшения ВПХ. Актуальность этой проблемы подтверждают трагические события в Иркутске при авиакатастрофе Ан-124 «Руслан». Одним из путей улучшения ВПХ является либо снижение удельной нагрузки на крыло, либо повышение тяговооруженности самолета.

Число параметров, характеризующих влияние требований снижения уровня шума и эмиссии на местности при эксплуатации самолета, в общем случае велико, однако их можно привести к относительным параметрам самолета, которые входят в уравнения, характеризующие летно-технические, аэродинамические и т.д. характеристики. В качестве параметров при детерминированном поиске рациональных значений нужно использовать общесамолетные параметры и функционалы. Так, практически однозначно, можно утверждать, что при прочих равных условиях необходимо снижать взлетную массу, площадь омываемой поверхности, тягу и число двигателей и т.д. Следовательно, в качестве параметров при минимизации взлетной массы можно рассматривать удельную нагрузку на крыло и тяговооруженность самолета.

Рассмотрим влияние инфраструктурных ограничений на размерность самолета на примере дальнего магистрального самолета (ДМС). В условиях ужесточившейся конкуренции между производителями большое внимание уделяется исследованию перспективных конструктивно-компоновочных схем и поиску новых проектно-конструкторских решений, поскольку речь идет о проектировании самолетов нового типа, не имеющих аналогов или прототипов.

В качестве альтернативных схемных решений наряду с традиционной нормальной аэродинамической балансировочной схемой самолета, рассматриваются и другие, которые имеют две ярко выраженные тенденции: к увеличению числа несущих поверхностей — «триплан» или к их снижению — «летающее крыло» [27,28].

Основной отличительной особенностью ДМС большой пассажировместимости (БП) является весьма значительная геометрическая и массовая размерность самолета. Данная особенность вступает в противоречие с рядом факторов уже сложившейся на сегодняшний день инфраструктуры. Эксплуатация самолетов должна производиться на уже существующей сети аэропортов, что накладывает на них ряд инфраструктурных ограничений, таких как: длина и ширина взлетно-посадочной полосы, ширина и радиус поворота рулежных дорожек, расстояние от консоли крыла до построек, расстояние между консолями крыльев самолетов на параллельных рулежных дорожках и ВПП, прочность покрытия ВПП и т.д.

В качестве примера для высококлассных аэропортов проанализированы рассматриваемые характеристики базирования ДМС БП (см. рис.7). Проведенный структурно-параметрический анализ высококлассных аэропортов позволяет выявить инфраструктурные требования, предъявляемые к магистральным самолетам и сформировать вектор ограничений и=и (и.), характеризующий задачу формирования облика дальнемагистрального самолета большой пассажировместимости:

Анализ инфраструктурных факторов показывает их влияние на размерность самолета. Основным показателем размерности самолета является его взлетная масса. На этапе определения размерности самолета она определяется по уравнению весового баланса:

При этом первая часть массы агрегатов (оборудование, системы, снаряжение и целевая нагрузка), которая задана в ТЗ, либо однозначно определена и остается в абсолютном значении в числителе, а вторая часть масс (конструкции, силовой установки и топлива) находится в знаменателе. Абсолютные значения масс этих агрегатов отсутствуют и берутся относительными из статистики, либо определяются по эмпирическим зависимостям в функции параметров, заданных в ТЗ. Примером влияния инфраструктурных ограничений на размерность самолета через массы элементов, находящихся в числителе, является зависимость массы целевой нагрузки от площади перрона. При прочих равных условиях для самолетов с числом пассажиров более 100

ип =и(Ьвпп <3000 м); и12 =и(Ввпп <60 м); и„ =и(АСЫ <65)...

1-02 * (тобор + тсист) + тснар + т1 1-1.02 *(ШК0Н+Шсу)-тт

т

'ц.н

(2)

тенденция прямо пропорционального роста площади терминального перрона в зависимости от числа пассажиров самолета. Следовательно, зная площадь перрона в аэропортах заданного класса, можно решить и «обратную» задачу получения сначала числа пассажиров (массы коммерческой нагрузки), а затем и взлетной массы самолета. Так, для традиционной схемы самолета (при прочих равных условиях):

тц.н = тхр +П1пасс*

^пер -1.121*10 7.647

(3)

Данные об относительных массах конструкции и силовой установки берутся по статистике. Примером влияния инфраструктурных ограничений на размерность самолета через массы элементов, находящихся в знаменателе, является зависимость относительной массы топлива от дальности полета (демографический фактор), которая определяется по формуле Бреге:

_ ь*ср 1 _ е К*М*а

тт =-; (4)

т 0.82

где Ь - дальность для крейсерского режима полета,

Ср—удельный расход топлива, К - аэродинамическое качество, М - число Маха, а - скорость звука.

В практике проектирования наиболее распространенным является трехмерное пространство параметров размерности: взлетная масса (т0), тяговооруженность ( 1^), удельная нагрузка на крыло (р0). Однако для различных типов самолетов в силу тех или иных схемных решений из-за некритичности одного из параметров его либо не рассматривают, либо заменяют. Так, для СВВП тяговооруженность обусловлена вертикальным взлетом и оптимизировать ее из условий крейсерского полета нет смысла. Аналогичная ситуация возникает с удельной нагрузкой на крыло и для самолетов, выполненных по схеме «летающее крыло», т.к. площадь крыла иногда обуславливается компоновкой и схемой самолета.

При решении многокритериальных детерминированных задач возникают две ситуации. В первом случае согласно правилам математической логики решается задача типа «или-или»( операции дизъюнкции), а во втором - «и-и» ( операции конъюнкции).

Типичным примером задачи дизъюнкции является диаграмма «груз-дальность» при одной взлетной массе. Чем больше целевая нагрузка, тем меньше топлива на борту и тем, следовательно, меньше дальность полета.

В ходе исследования ставится задача выявить влияние рассмотренных выше ограничений на облик перспективного ДМС и провести сравнительный анализ эффективности различных схемных решений для данного типа самолетов. В работе в качестве ограничений рассмотрены инфраструктурные ограничения, в качестве параметров проекта — дальность полета и целевая нагрузка, а в

качестве функционала выбрана система разноуровневых критериев: взлетная масса самолета, прямые эксплуатационные расходы, себестоимость билета.

Проведенный анализ влияния критичных инфраструктурных ограничений на массовую размерность и характеристики самолетов различных аэродинамических схем показывает, что для ряда типов самолетов инфраструктурные ограничения принимают концептуальный характер и являются определяющими при выборе их размерности.

Рассмотрим более подробно ограничение по длине ВПП. На рис. 8 представлены зависимости взлетной массы самолетов от длины взлетно-посадочной полосы при одинаковых массах нагрузки и дальностях полета.

Рис.8. Зависимость взлетной массы самолета от длины ВПП

На графике видно, что аэропорты класса А имеют приведенную к стандартным условиям длину полосы от 2550 м, однако большинство крупных аэропортов имеют полосы длиной более 3000 м (высококлассные аэропорты). В частности, анализ двадцати трех крупнейших аэропортов мира (см. рис. 7) показывает, что только 17% аэропортов имеют длины ВПП более 4000 м, 57% — 3500-4000 м и 26%— 3000-3500 м. Перспективные ДМС, в первую очередь, рассчитаны на высококлассные аэропорты. Однако, для расширения сети аэропортов базирования при проектировании может быть выдвинуто требование об эксплуатации в стандартных аэропортах класса А. Анализ графиков рис. 8. показывает, что минимальной массой обладает самолет, выполненный по схеме «летающее крыло», причем рост взлетной массы начинается на длинах ВПП менее 2800 м, что позволяет эксплуатировать самолеты этого типа без излишних весовых затрат почти во всех аэропортах с ВПП класса А. Аналогичной характеристикой обладает и самолет, выполненный по схеме «триплан», однако при несколько большей взлетной массе. Для самолетов нормальной схемы рост взлетной массы начинается уже с длины ВПП 3300 м. Это согласуется с тем фактом, что

самолеты семейства Boeing -747 и их перспективные модификации рассчитаны на длину ВПП 3353 м, что позволяет максимально снизить взлетную массу самолета, хотя и требует наличия сети высококлассных аэропортов.

На рис. 9 показана трехмерная область транспортных возможностей перспективного ДМС в координатах: максимальная взлетная масса—дальность полета — целевая нагрузка. Известно, что одновременно достичь наивысших значений всех показателей при их противоречивости невозможно. В этих условиях наиболее выгодное сочетание противоречивых критериев находит главный проектировщик, используя для этих целей целенаправленный оптимальный компромисс.

Для лучшего представления информации на рис. 9 даны сечения полученной области транспортных возможностей самолета.

На рис. 9 приведены зависимости взлетной массы самолета от дальности полета (проектные точки получены при однотипном техническом задании). Для всех трех схем тенденции роста взлетной массы с увеличением дальности полета практически идентичны. Отличие состоит лишь в градиенте роста, причем наблюдаются три ярко выраженные зоны с различными градиентами:

1) дальность полета до 8000-9000 км — градиент роста умеренный,

2) дальность полета от 8000-9000 км до 13000-14000 км—градиент роста увеличивается,

3) дальность полета более 13000-14000 км — лавинообразный рост взлетной массы, демонстрирующий огромную сложность создания самолета с такими характеристиками на современном техническом уровне.

Причем, меньшие цифры соответствуют самолетам «нормальной» схемы, а большие — самолетам схемы «летающее крыло». Данное деление наглядно демонстрирует действие закона «Квадрат-куб». Существующий парк самолетов явно соответствует первому диапазону, а характеристики перспективных проектов основных фирм производителей ДМС БП ориентированы на верхнюю границу второй зоны, чтобы избежать лавинообразного роста взлетной массы.

На этом же рисунке представлена гистограмма распределения по длине трасс между крупными аэропортами мира (без учета интенсивности пассажиропотока). Анализ этого распределения позволяет выделить три хорошо выраженные зоны. Первая зона соответствует внутриконтинентальным перелетам с дальностью полета до 3000 км. Вторая зона характеризуется дальностью полета от 6000 до 11000 км. Это — трансатлантические перелеты и Азиатско-тихоокеанские трассы. Именно на эти трассы и ориентировались проектировщики при создании самолетов, находящихся в эксплуатации. С этими зонами хорошо согласуются спектры распределения полетов самолетов BOEING-747 при эксплуатации в авиакомпаниях Air France и Deutsche Lufthansa. Однако значительное число трасс, а это евроазиатские, американо-австралийские маршруты, приходится на третью зону с дальностью полета более 11000 км с ярко выраженным преобладанием трасс протяженностью 13000 - 17000 км. Этот пик хорошо совпадает с верхней границей второй зоны различных градиентов взлетной массы.

Именно этим фактором и обусловлен выбор расчетной дальности полета в этом диапазоне для большинства из разрабатываемых самолетов. Следует отметить, что речь идет о беспосадочных полетах. В случае использования

Область транспортных возможностей проектов для схемы

"Летающее крыло"

Габа риты самолета 80x80x23 Цлина ВПП 3000 м.

АСА/ 60-65

Проверка адекватности модели 18

0 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14 15 16 17 18 19 20 1-.

Дальность полета, тыс.км. 1ыс-км

О 5 10 15 20 <ные по дальности полета АК Lufthansa

0 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 1 4 15 16 17 18 19 20 1-,

Дальность полета, тыс.км. тыскм

Рис.9. Влияние инфраструктурных ограничений на размерность дальнемагистрального самолета большой пассажировместимости

промежуточных посадок (в расчетах была принята одна промежуточная посадка для линий с протяженностью более 11000 км) данное распределение радикально преобразуется и четко укладывается в первых два диапазона дальностей полета. В расчетах было принято, что на маршруте Европа-Австралия промежуточная посадка выполняется в Бангкоке, а Америка-Австралия — в Гонолулу. Евро-американские, азиатско-американские и евро-азиатские маршруты укладываются в дальности до 11000 км. В качестве возможных промежуточных посадок на маршрутах Европа-Азиатско-тихоакеанский регион целесообразно использовать инфраструктуру в Среднеазиатском регионе. В качестве возможных альтернатив рассмотрены Байконур и Ташкент.

Полученный вывод гласит, что плата за реализацию беспосадочных полетов на дальности порядка 13000-14000 км составляет около 25-30% прироста взлетной массы самолета. В абсолютном измерении это около 100 т.

Сравнительный анализ графиков показывает, что при полете на расчетную дальность (в качестве ориентира была принята дальность 13700 км) минимальной массой (около 400 т) обладает самолет схемы "летающее крыло". Значительно ему проигрывает самолет «нормальной» схемы (около 470 т), а самолет схемы "триплан" занимает промежуточное положение. Несмотря на то, что взлетная масса самолета и сама по себе является значимым критерием верхнего уровня и разница в 15-20% по этому критерию отдает предпочтение нетрадиционным схемам самолета, весомым фактором является жесткое инфраструктурное ограничение по прочности покрытия ВПП. Это ограничение характеризуется числом ACN, которое нормируется. Анализ крупнейших аэропортов показывает, что для гарантированной эксплуатации в них допустимые числа ACN не должны превышать 60-65 (BOEING-747-400). Определяющим фактором, оказывающим влияние на предельно допустимый уровень числа ACN, является схема компоновки опорных элементов основных стоек шасси. На рис.9 горизонтальными граничными линиями показаны результаты, полученные фирмой Airbus Industries при создании европейского ДМС БП и пересчитанные на предельно допустимую взлетную массу самолета для следующих конфигураций компоновки колес на стойках основного шасси: 4 стойки по 4 колеса—нижняя граница, 4 стойки по 6 колес—верхняя граница, а между ними расположены комбинации 6-4-4-6 в зависимости от компоновки внешних стоек на крыле, либо на фюзеляже.

На рис. 9 представлена зависимость взлетной массы самолета от величины коммерческой нагрузки. Анализ зависимостей с учетом ограничений по прочности ВПП демонстрирует, что при прочих равных условиях для самолета с компоновкой колес шасси 4 стойки по 4 колеса (нижняя граница) разница в целевой нагрузке составляет в абсолютном значении около 20 т, т.е. более 200 пассажиров.

Данная граница демонстрирует предельные значения взлетных масс, а следовательно, и факт существования ограничений не только на геометрические размеры самолета, но и на его максимальную взлетную массу.

При определении экономических характеристик применена методика Европейского сообщества. Анализ экономических затрат на проведение одной