автореферат диссертации по авиационной и ракетно-космической технике, 05.07.02, диссертация на тему:Структурно-параметрический синтез облика самолета вертикального взлета и посадки

На правах рукописи Для служебного пользования Экз. № 3/

101-714-114/ДСП УДК 629.735.33.01

КУПРИКОВ МИХАИЛ ЮРЬЕВИЧ

структурно-параметрический синтез облика самолета

:ртикального взлета и посадки

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

В.С.Брусов

доктор технических наук

доктор технических наук Ведущее предприятие

Защита состоится «2 У »_/ /

А.Х.Каримов

ААПанкевич ОАО «ОКБ им. А.С.Яковлева>:

1999 г. в1№!

'часов

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

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

С диссертацией можно ознакомиться в библиотеке МАИ. Автореферат разослан « 7® »_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 постоянно совершенствующимися новыми типами самолетов и непрерывно стареющей авиационной инфраструктурой возникло с первых дней появления авиации и носит фундаментальный характер. Переход на трансзвуковые и сверхзвуковые скорости полета, увеличение грузопотоков и, как следствие, увеличение размерности воздушных судов привели к появлению мощного дорогостоящего инфраструктурного комплекса. Воздушное судно и авиационная инфраструктура представляют собой единую взаимосвязанную систему воздушного транспорта. Создание современного аэродрома требует земельного участка площадью более 8100 га, искусственного покрытия взлетно-посадочной полосы (ВПП) и рулежных дорожек и огромных временных и материальных затрат. Для определенного класса ЛА можно выделить группу ограничений, которые носят концептуальный характер и оказывают приоритетное влияние на формирование облика самолета (ФОС). Такие ограничения в работе названы "жесткими". Возросшая "жесткость" инфраструктурных ограничений требует разработки оригинальных методов проектирования самолета для сокращения срока разработки изделия.

Значительное влияние на удовлетворение инфраструктурных требований оказывают конструктивно-компоновочные решения. Формирование облика самолета с учетом инфраструктурных требований позволит учесть их на ранних стадиях проектирования самолета.Таким образом, предметам диссертационного исследования является процесс формирования облика самолета. В качестве объектов исследования рассматриваются самолеты, для которых критичность инфраструктурных ограничений носит концептуальный характер. Примерами таких самолетов являются: сверхзвуковые маневренные и грузо-пассажирские региональные самолеты вертикального взлета и посадки (СВВП). На рис. 1 эти самолеты и другие типы летательных аппаратов показаны в пространстве инфраструктурных параметров: относительной дальности полета ( Ьр); относительной длины ВПП ( Ьвпп); относительной степени оснащенности ВПП (Б).

Об 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 метода и комплекса формально-эвристических моделей, алгоритмов и процедур решения задачи структурно-параметрического синтеза облика СВВП. Таким образом, предложен новый подход к формированию облика самолета из условия «жестого» ограничения по вертикальному взлету, обеспечивающий сокращение сроков проектирования ЛА.

В ходе работы были получены следующие новые результаты:

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

• показано, что "жесткие" инфраструктурные ограничения по длине ВПП и габаритам 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-компоновочных решений и их весовых эквивалентов, обеспечивающих удовлетворение инфраструктурных ограничений, что обусловило реализацию процесса автоматизированного формирования облика самолетов разного назначения и размерности с использованием формально-эвристичеких процедур синтеза схемы и компоновки самолета;

• выявлены, формализованы и количественно определены новые связи конструктивно-компоновочных параметров и характеристик в процессе синтеза облика самолета при "жестких" инфраструктурных ограничениях, такие как:

• зависимость максимальной взлетной массы от инфраструктурных ограничений по габаритам самолета и длине ВПП и т.д.,

• зависимость типа и положения агрегатов силовой установки, системы управления самолетом, шасси и т.д. от ограничений по длине ВПП, особенностей компоновочного пространства, назначения самолета (вертикальный-ультракороткий взлет и посадка) и др.;

• показано, что "жесткие" инфраструктурные ограничения по габаритам самолета могут являться определяющими при формировании внешнего облика и корректно учитываются только при условии решения задачи внутренней компоновки самолета;

• разработаны процедуры компоновки различных типов ЛА при "жестких" инфраструктурных ограничениях, такие как компоновка маневренных СВВП с различным сочетанием количества и типов агрегатов силовой установки (СУ), а также компоновки транспортных СВВП;

• выявленные новые связи и процедуры структурно-параметрического синтеза облика самолета потребовали разработки новых алгоритмов, которые легли в основу созданной системы автоматизированного формирования облика самолета вертикального взлета и посадки;

• проведенный структурно-параметрический анализ альтернативных конструктивно-компоновочных решений позволил выявить влияние "жестких" инфраструктурных ограничений на облик самолетов различных типов и дать новые проектные рекомендации.

Научная новизна подтверждена девятью 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, способствует ускорению научно-технического прогресса, и которое выносится на защиту.

Практическая ценность диссертационной работы заключается в том, что на базе разработанных методик, процедур и моделей создана система автоматизированного проектирования маневренных самолетов вертикального взлета и посадки, которая может быть использована в НИИ и ОКБ авиационной промышленности, обеспечивая при этом сокращение трудоемкости проектирования в 2-4 раза 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. Е. Жуковского, ОАО «ОКБ им. А. С. Яковлева», 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 обсуж-

дены на ряде научно-технических конференций ив организациях:

Год Организация Наименование конференции, семинара и т.д

1994 Берлинский технический университет Обсуждение научных результатов стажировки

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

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

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

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

од Организация Наименование конференции, семинара и т.д

996 Штутгартский университет Обсуждение научных результатов стажировки.

996 Московский государственный технический университет им. Н.Э. Баумана Международный научный конгресс студентов, аспирантов и молодых ученых « Моподежь и наука - третье тысячелетие.»

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

996 Таганрогский государственный радиотехнический университет им. В.Д. Калмыкова Международный научный симпозиум «Природа и человек: взаимодействие и безопасность жизнедеятельности»

996 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»

996 Рижский авиационный университет Международный научный Симпозиум «Экология, авиация, техносфера — взгляд в третье тысячелетие.»

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

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

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

997 998 Московский государственный авиационный институт Научный доклад накаф.101 «Проектирование самолетов»

998 Самарский государственный аэрокосмический университет Всероссийская конференция «Самолетостроение России: проблемы и перспективы»

998 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

Э98 «ОКБ Сухого» Научный доклад

Э99 ЦНИИ-30 Научный доклад

Полученные в диссертации научные результаты представлены в 93 научных трудах и опубликованы в 39 работах, в том числе в 9 научных статьях [10, 20, 21, 25-29, 35], 9 описаниях авторских свидетельств [1-9], одном учебно-методическом пособии [17] и 20 тезисах докладов на научно-технических конференциях, конгрессах, форумах, семинарах и симпозиумах всероссийского и международного уровня [11-16, 18, 19,22-24, 30-34, 36-39]. Различные аспекты материалов, вошедших в диссертацию, отражены более чем в 30 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 СВВП 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, под держке и советам которых соискатель выполнил данную работу.

Развитие основных научных положений, полученных в диссертации, другими авторами. Плодотворность разработанных соискателем методов подтверждается 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. Аве-дьяна, 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, трех частей, выводов, заключения, библиографического списка и приложения. Объем работы составляет 293 страницу, включая 211 страниц текста, 77 рисунков и 23 таблицы. Список литературы содержит 156 наименований.

СОДЕРЖАНИЕ РАБОТЫ

Во введении сформулировано понятие «жесткие инфраструктурные ограничения», как ограничения, которые носят концептуальный характер, оказывают приоритетное влияние на формирование облика самолета и могут быть удовлетворены, как правило, за счет структурных преобразований (математически записываются в виде равенств и=0). 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 направленных на улучшение его взлетно-посадочных характеристик, программы по созданию СВВП, СК/ВП и т.д., а также научно-методическая база этих работ. Ее анализ показывает, что отдельные аспекты специфических проблем проек-

тирования самолетов с учетом удовлетворения инфраструктурных требований изложены в работах, посвященных СВВП и самолетам вертикального-ультракороткого взлета и посадки (СВ/УВП): В. В. Володина, Г. Закса, К. Ха-фера, Ф. П. Курочкина, Н. К. Лисейцева, В. 3. 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. Со-сулова, 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. Че-нючина.

Опыт научно-исследовательских и проектных работ и эксплуатации самолетов создает научную базу и подтверждает актуальность решения задач формирования облика самолета с учетом удовлетворения «жестких» инфраструктурных ограничений по длине ВПП.

Первая часть диссертации состоит из трех глав. Первая глава посвящена анализу работ по формированию облика самолета. Многообразие схем и вариантов облика самолета не позволяет исследовать всю область реализуемых вариантов самолета обычными (не машинными) способами. Особой строкой следует выделить работы, посвященные попыткам автоматизации как формирования облика самолета в целом, так и его отдельных составляющих. К их числу относятся работы, проведенные в 10 отделении ЦАГИ под руководством Л. М. Шкадова, в МАИ - под руководством С. М. Егера, О. С. Самойловича, В. В. Мальчевского, В. С. Брусова, В. 3. Максимовича, Н. К. Лисейцева и А. Н. Арепьева [17]. Аналогичные работы были проделаны под руководством проф. Ж. Роскама в Канзасском университете (США). Одной из наиболее развитых и современных является система автоматизированного проектирования дозвукового пассажирского самолета Visual CAPDA 1.0, созданная в Берлинском техническом университете под руководством профессора X. Хаберланда (ФРГ). В известных до настоящего времени работах вопросы автоматизированного формирования облика самолета рассматриваются на уровне концепций построения систем или описания конечных результатов применения отдельных программ. Стоит заметить, что большинство систем автоматизации статичны и ориентированы на решение узкого класса задач с помощью использования строго ограниченного набора средств современных интегрированных CAD/CAM/CAE систем.

Однако в названных работах и системах представлена «прямая» задача проектирования, в которой влияние инфраструктурных ограничений рассматривается как проверочное ограничение результатов формирования облика самолета. Это обстоятельство приводит к большому числу итераций, а

при отсутствии времени и средств на поиск рациональных схемно-нарамет-рических решений - к выбору нерационального, но по формальным признакам удовлетворительного облика самолета.

Во второй главе приведена постановка задачи исследования в вербальном и математическом виде, проведена декомпозиция задачи формирования облика самолета и ограничений; выявлены элементы матрицы инфраструктурных требований и ограничений и установлено, что инфраструктурные ограничения могут быть описаны 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 по длине ВПП. 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 СВВП;

-выявление и систематизация матрицы конструктивно-компоновочных решений, обеспечивающих требования подлине 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;

-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 СВВП и выдача проектных рекомендаций.

Под математической моделью формирования облика ЛА будем понимать формальные связи, непосредственно описывающие множество допустимых параметров Ху, и алгоритм определения вектора, удовлетворяющего этим связям, т.е. дс Решение проблемы

математического моделирования облика ЛА необходимо для зсех задач оптимизации облика.

Для отыскания допустимого вектора проектных параметров X необходимо решение системы следующих уравнений увязки облика самолета, которая в обобщенном виде записывается:

£m,(x)-1 = 0; (i)

X m,\x)*g *Ry-t (ро™ ), * = о;

X mj{x)* g * Л/ *ет - Y, {P™ \ * = 0;

„ j i

где в перечисленном порядке приведены уравнения, обеспечивающие: условие массового баланса; условие энергетического баланса; условие балансировки;

/ УРловие управляемости надоэволютивных режимах полета, а

\Р0 ). -вектор тяги i-ro элемента энергетических систем;

nij - масса j-ro элемента самолета;

g-ускорение свободного падения;

Л,-радиус вектор i-ro элемента энергетических систем;

Rj- радиус вектор центра масс j-ro элемента самолета;

L, - плечо органов управления;

£xyz ' У1"™806 ускорение.

Полученная система уравнений представляет собой систему четырех нелинейных уравнений относительно параметров увязки облика самолета, в качестве которых выступают радиус-векторы точек привязки агрегатов и органов энергетических систем. Решение такой системы традиционными методами представляется затруднительным, так как число агрегатов, координаты привязки которых необходимо найти, составляет уже на i+2 уровне k> 103, а число векторов тяг энергетических систем составляет п>101.

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 U, 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

временным и материальным затратам. В этой связи особый интерес приобретает модель решения «обратной» задачи проектирования самолета, т.е. ситуация, когда рациональные значения параметров соответствуют предельно допустимому минимальному, либо максимальному значению характеристики, однозначно вытекающему из множества ограничений. В данной работе к числу рассматриваемых инфраструктурных ограничений, имеющих функциональную значимость, относятся ограничения по взлетной массе самолета, габаритным размерам и т.д. Задачи данного типа достаточно часто характеризуются отсутствием точек оптимумов функции в рассматриваемом промежутке и плавным градиентом ее роста.

Проведенные исследования показали, что для разных типов самолетов номенклатура ограничений практически эквивалентна. Однако в абсолютном значении ограничения не всегда бывают критичны. Анализ ограничений позволяет формализовать их в скалярном и в функциональном виде.

Эти требования формируются на этапе внешнего проектирования, и на этапе внутреннего проектирования они заданы в ТЗ. Анализ многообразия инфраструктурных ограничений и требований показывает, что их можно систематизировать и классифицировать по пяти признакам, представленным в 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 ДМСА Биосфера Радиоактивность и магнитные поля

В третьей главе определены место и роль поставленной задачи в рамках процесса проектирования самолетов. Выявлены особенности формирования облика самолета из условий обеспечения «жестких» инфраструктурных ограничений.

Самолет, как объект проектирования, представляет собой большую и сложную техническую систему, которая, в свою очередь, является элементом большой и сложной технической системы (авиационного комплекса) и

состоит из больших и сложных технических систем (планера, силовой установки и т.д.). Задачей проектирования самолета является разработка схемы, структуры и конструкции самолета и составляющих его элементов. На начальных стадиях проектирования, составляющих всего 5-10% от суммарных затрат труда на создание проекта, принимается до 70-80% решений, обеспечивающих в дальнейшем его эффективную эксплуатацию. Именно эта стадия жизненного цикла самолета - этап формирования облика самолета - и является предметом исследования.

Формирование облика самолета - это задача этапа предварительного проектирования по выбору схемы и определению значений вектора основных параметров (тяговооруженности, удельной нагрузки на крыло и т.д.) самолета, совокупность которых однозначно определяет вектор характеристик (геометрических, массовых и т.д.) самолета при заданных вТЗ требованиях.

На этом этапе необходимо, во-первых, корректно согласовать требования «внешнего» и возможности «внутреннего» проектирования. Удовлетворение требований «внешнего» проектирования всегда является результатом компромиссного решения частных задач проектирования. А во-вторых, необходимо определить содержание задач, решаемых на каждом уровне, и выявить связи между ними.

При решении задачи формирования облика самолета с целью снятия неопределенностей необходимо провести структурную декомпозицию объекта проектирования (самолета) и процедурную декомпозицию процесса проектирования.

Графическая интерпретация иерархической структуры самолета представлена на рис. 2. Условно в рамках поставленной задачи самолет (СВВП) как объект проектирования соответствует ьму уровню иерархической структуры.

В соответствии с системным подходом при решении задач определенного иерархического уровня для корректного рассмотрения проблемы достаточно рассмотреть два прилегающих иерархических уровня либо (¡-2), либо (¡+2).

Система инфраструктурных требований и ограничений формируется в рамках определения образа авиационного комплекса и соответствует (¡-1) иерархии. Результатом решения является оформленное в виде технической документации техническое задание на проект самолета. В рамках классификации этапов проектирования самолетов этот этап относится к "внешнему проектированию".

Итак, из всего длительного процесса создания самолета, от зарождения идеи до запуска в серийное производство и эксплуатацию, в работе рассмотрен лишь этап предварительного проектирования. В рамках этого этапа выделена задача формирования облика самолета при условии удовлетворения некоторых концептуальных ("жестких") инфраструктурных ограничений. В соответствии с иерархической структурой круг задач ФОС решается

на уровнях от (1) до 0+2).

Рассмотрим влияние "жестких" инфраструктурных ограничений на алгоритм формирования облика самолета на примере требования вертикального взлета. Наличие оригинальных систем, обеспечивающих требования ограничения ВВП, вносит корректировку в структуру и состав задач, решаемых в рамках ФОС.

Авианесущая группа

Уровень и

Авианесуи*1Й корабль

СВВП

Уровень/

Силовая установка

Топливо

Планер

Снаряжение

Оборудование

Целевая нагрузка

Уровень м

гаад Крыло

ПД(ВФК) Фюзеляж

Воздухозаборник ПМД

Воздухозаборник ПД

Сопло ПМД

Сопло ПД

Система управления на доэеолюгавных режимах полета

Оперение —

Шасси —

Средства спасения

Пуш<а

Пилоны

Нерасходуемое топливо

Боекомплект

Подвесное вооружение

Электронное оборудование

Электротехническое оборудование

Кислородное оборудование

Дополнительное оборудование

Уровень №

Рис. 2. Схема иерархической структуры самолета (структурная декомпозиция объекта исследования - СВВП) Разработанный подход к ФОС СВВП заключается в решении «обратной» задачи проектирования, сутью которой является перевод приоритетных требований ТЗ в требования к компоновке, размерам, взлетному весу самолета и взлетной тяге его силовой установки, не задаваясь предварительно какой-либо конкретной аэродинамической компоновкой самолета. На рис. 3 приведена структура проектных процедур ФОС для СВВП.

Предложенный подход к ФОС является результатом проведенного автором анализа процесса проектирования самолетов обычного взлета и посадки (СОВП) и модификации его с учетом особенностей конструкции и эксплуатации СВВП. Модификация проведена на основе опыта разработок, проводи-

мых на ММЗ "Скорость", и практической реализации его в созданном при участии автора комплексе формирования облика сверхзвукового маневренного (СМ) СВВП в рамках ПНН-1.1 и НИР 35690-01010 ММЗ "Скорость" и МАИ.

Данте внешнего проектирования (ТЗ)

Определение вспомогательного оборудования

Определение БРЭО

Анализ требований ТЭ и формирование альтернативны» схемньсс решений

Расчет размерности самопета

О

Компоновка и определение основюл параметров эмергеттеооос систем

_ Объемно-весовая _ Консгруктивно-сиповая Аэродинамическая коыгюневка Центровка

и

Расчет балансировки на валете и посадке

Расчет Определение величин Аэродинамтесяий раочет Расчет статической

— управляемости — подсасывающей сипы и подогрева — _ и динамической

на ВПП на »оде в воздухозаборник устойчивости

П

Расчет энергетической взлетной массы самолета

С

Рао*ет жоиаш*еаи« характеристик

Растет эффективности самолета

Техммесхое преАпожеч«е

1урОМНЬ

Рис.3. Схема формирования облика самолета (процедурная декомпозиция процесса ФОС)

На первом уровне требования, заложенные в ТЗ в общем виде, переводятся в схемные решения. Например, требования обеспечения радиолокационной незаметности и высокого аэродинамического качества могут быть решены путем использования для размещения целевой нагрузки внутреннего отсека фюзеляжа.

На втором уровне проводится определение основных параметров размерности СВВП: тяговооруженности, удельной нагрузки на крыло и т.д. Исходя из выбранной концепции определяются бортовое радиоэлектронное и вспомогательное оборудование, состав и варианты целевой нагрузки, а также требования к ее размещению. В зависимости от заданной массы целевой нагрузки, оборудования и снаряжения определяются расчетным путем в первом приближении массовые характеристики самолета. Это первый этап весового проектирования самолета. Он характеризуется выявлением групп элементов, масса которых извет-

на, а также контролем за соотношением масс отдельных агрегатов и систем самолета по уравнению весового баланса самолета.

На третьем уровне проводится формирование компоновочной схемы самолета, заключающееся в осуществлении взаимной пространственной увязки основных компонуемых элементов самолета в рамках компоновочного пространства, обусловленного инфраструктурными ограничениями.

Компоновка проходит на базе выбранной схемы, определенных основных размерных параметров самолета и массово-инерционных характеристик компонуемых элементов самолета. В процессе компоновки определяются внешние и внутренние формы; размещаются агрегаты СУ, целевая нагрузка, оборудование и снаряжение и т.д. Процесс компоновки носит специфический характер в силу особенностей СМ СВВП. Рассмотрим эти особенности.

Для обеспечения ВВП используются в качестве специальных систем силовые установки и системы управления на доэволютивных режимах полета (СУДРП). СУ СВВП, в отличие от СУ СОВП, должна также обеспечивать управление вектором тяги по модулю и направлению в широком диапазоне. Эти требования связаны с тем, что на переходных режимах полета недостающая доля аэродинамических сил, потребных для выполнения полета, компенсируется тягой СУ. В начале переходного режима эта доля составляет 100%, что обусловливает два основных требования к СУ. Первое из них гласит, что вертикальная стартовая тяговооруженность СВВП должна быть больше единицы, а второе - что равнодействующая векторов тяг СУ должна проходить через центр масс самолета. Диапазон направления векторов тяги СУ СВВП характеризуется необходимостью обеспечения как горизонтального полета, так и вертикального и, в общем случае, находится в пределах от -30° до +110° (по отношению к СГФ, для плоскости ХОУ связанной системы координат). Для СОВП этот диапазон имеет качественно меньшее значение (от -30° до +30°).

Высокая потребная вертикальная стартовая тяговооруженность и широкий диапазон углов поворота сопловых аппаратов СУ обусловливает появление со стороны воздухозаборника и сопловых аппаратов двигателей дополнительных больших открытых зон, т.е. частей поверхности, определяющих компоновочное пространство, в котором из-за функционального назначения агрегата нельзя располагать другие агрегаты.

Величина открытой зоны соплового аппарата ПМД зависит от отношения вертикальных стартовых тяговооруженностей по ПМД и ПД(ВФК), которое характеризует положение центра масс самолета по длине СУ и обозначается параметром А (см. ниже).

г ~р~В р в

л _ _ г ПМА = "НА . (2)

г р~в р в

С увеличением тяговооруженности по ПМД точка привязки ПМД и сам ПМД смещаются вперед, ближе к центру масс самолета, а величина открытой зоны увеличивается. Это снижает объемно-весовую эффективность самолета. Уменьшение тяговооруженности по ПМД приводит к его удалению от центра

масс и, следовательно, к росту моментов инерции самолета, а также к увеличению затрат на управление надоэволютивных режимах полета.

Компоновка кабины летчика требует также большой открытой зоны, которая характеризуется диаграммой обзора. Это требование приводит к необходимости согласования компоновки кресла летчика и сверхзвукового воздухозаборника. Удовлетворение этого требования, как правило, реализуется за счет увеличения длины фюзеляжа. С ростом длины фюзеляжа увеличивается плечо струйных рулей на фюзеляже, однако одновременно растет и момент инерции самолета. В то же время на управляемость самолета посредством модуляции тяги двигателей влияет расстояние между ПМД и ПД(ВФК). С увеличением расстояния между векторами ПМД и ПД(ВФК) возрастает располагаемый момент на управление.

Факторов, влияющих на эти характеристики, несколько: длина закабин-ного отсека оборудования, схема уборки стоек шасси, число калибров на входе в ПМД, наличие внутреннего отсека под целевую нагрузку в районе центра масс, относительное плечо вертикального и горизонтального оперений и т.д.

Объединить все эти факторы можно параметром относительной базы СУ - В. Его величина равна отношению расстояния между векторами тяги при вертикальном взлете ПМД и ПД(ВФК) к длине самолета (см. ниже рис. 15).

В = кем- = + 12 . (3)

Ь с ^ з + Ь 4

От относительной базы СУ в значительной степени зависят характеристики и тип системы управления самолетом.

Системы управления СВВП состоят из систем управления на эволютив-ных режимах полета и на доэволютивных режимах полета. Первая система по структуре и назначению аналогична системе управления СОВП. Вторая система обеспечивает балансировку, устойчивость и управляемость самолетом на режимах ВВП.

Проектирование СУДРП специфично тем, что данная система неразрывно связана с СУ. Их степень объединения может быть не только функциональной, но и конструктивной. Функциональная зависимость определяется тем, что энергия для работы СУДРП отбирается от СУ (СУДРП с автономными источниками энергии не получили распространение на СВВП и исключены из рассмотрения). А конструктивная зависимость - тем, что СУДРП может включать в себя поворотные сопла СУ. Решение вопроса о выборе типа СУДРП комплексно связано с решением вопроса о выборе типа и параметров СУ, что требует включения соответствующего методического обеспечения в процесс проектирования СМ СВВП.

Специфические требования к СВВП и наличие специальных энергетических систем являются причиной того, что наряду с решением задач обьем-но-весовой, аэродинамической и конструктивно-силовой компоновок, которые присущи всем ЛА, возникает необходимость решения для СВВП задач компоновки энергетических систем. Требование прохождения равнодействующей

через центр масс самолета, значительные размеры отдельных элементов и величина требуемой ими открытой зоны обусловливают также начало процесса компоновки СМ СВВП именно с компоновки энергетических систем.

Заканчивается проектирование на третьем уровне расчетом массы и моментов инерции отдельных агрегатов и систем по эмпирическим зависимостям во втором приближении, центровкой самолета и уточнением основных проектных параметров. Оценка компоновки проводится по частным критериям эффективности самолета, что позволяет исключить из рассмотрения заведомо неэффективные варианты. Большинство частных критериев являются взаимозависимыми, что не позволяет их использовать при оперативной оценке альтернативных вариантов проектов, т.к. необходимость введения весовых коэффициентов приводит к субъективным оценкам.

На четвертом уровне проводится расчет характеристик СВВП. К этому моменту по результатам компоновки уже известны основные размеры, формы и массово-инерционные характеристики. Данной информации достаточно для определения:

- величины подсасывающей силы и потерь на входе в воздухозаборник;

- балансировочных характеристик на взлете и посадке;

- аэродинамических характеристик;

- характеристик статической и динамической устойчивости;

- характеристик устойчивости и управляемости на режимах ВВП.

Исходя из полученных величин принимается решение о ходе дальнейшего проектирования СВВП.

На пятом уровне проводится расчет характеристик функционирования самолета. Они характеризуют самолет как сформированный объект. К числу таких характеристик относятся:

- энергетическая взлетная масса ( под энергетической взлетной массой в данной работе подразумевается та масса самолета, при которой СВВП взлетает вертикально);

- летно-технические характеристики.

На шестом уровне проводится расчет эффективности функционирования самолета в авианесущей группе. К числу таких характеристик относятся:

- экономические характеристики;

- характеристики эффективности целевого применения самолета.

Седьмой уровень является заключительным при ФОС. В случае удовлетворения всех требований внешнего проектирования и отсутствия противоречий на этапах внутреннего проектирования процесс ФОС заканчивается разработкой технического предложения на самолет, т.е. выпуском чертежей общего вида, компоновки, трехмерной каркасно-кинематической модели, а также выдачей характеристик самолета и результатов по частным критериям всех уровней.

Как видно из описания особенностей проектирования СМ СВВП, а также приведенного во введении обзора работ в этой области, компоновка этого типа самолетов в силу инфраструктурных требований подлине ВПП существенно отличается от компоновки СОВП [17]. "Жесткие" инфраструк-

турные ограничения требуют для решения задачи формирования облика самолета детального решения задач внутренней компоновки самолета уже на этапе предварительного проектирования.

Реализация поставленной задачи требует разработки соответствующих моделей. При разработке метода автоматизированной компоновки самолета стоит задача формального представления функциональных элементов, компоновочного пространства и процедур компоновки. Как было показано выше, СВВП снабжены специфическими энергетическими системами для удовлетворения требований на режимах ВВП, причем этап компоновки начинается с размещения именно этих систем, что вносит ряд изменений в процесс проектирования самолета и не позволяет применить изложенные в первом разделе подходы к автоматизированному проектированию данного типа самолетов. Это обстоятельство требует разработки соответствующих моделей, методик, алгоритмов и программ для системы формирования облика СМ СВВП [17].

Вторая часть посвящена методам выбора и синтеза схемных решений СВВП и состоит из трех глав. Показано влияние инфраструктурных требований на выбор схемы маневренного самолета для 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 длине ВПП.

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. В четвертой главе представлена схема (см. рис. 4), отражающая методику поиска элементов вектора схемных решений, позволяющих удовлетворить множеству требований и ограничений и=и(и).

Каждому 1-му 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 ] — размерность максимально! о вектора проектно-конструкторских решений [X.]. В первом приближении каждое проектно-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-конструкторского 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 для каждого конкретного случая.

ТЕХНИЧЕСКОЕ ЗАДАНИЕ

•и =

Хн =

ч.

Множество ограничений

Характеристические матрицы: V« • V,."

• Ъ»

, ^ ■ V-

• V

Матрица альтернативных схемных решений

У

Шц =

Ч1 "Ь

Ч. Ч.

«и

X = [х1п Х2н • Хтя ]

Вектор схемных решений, удовлетворяющих ТЗ

Рис.4. Выбор схемных решений При работе с матрицами необходимо использовать ряд правил. Так, если 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 ряду ограничений, по своим характеристикам (например, по относительной массе) уступает вектору с большей размерностью.

В пятой главе на примере альтернативных способов взлета показано, как используя данный подход можно определить наиболее рациональный вектор проектно-конструкторских решений по одной из характеристик. Чем большее число характеристик задействовано, тем более рациональным получится самолет в эксплуатации.

Результатом работы на этом этапе являются выявленные альтернативные векторы рациональных схемных решений. Пример вектора схемного решения, соответствующего сверхзвуковому маневренному СВВП палубного базирования, представлен на рис. 5 [24,29].

и, -требование по длине взлетно-посадочной полосы (ВПП)

Техническое задание:

множество ограничений:

и=и(и,,и,,и1), где

и, - ограничение габаритов лифта подъемника, ЖБУ

и, - требование по прочности покрытия ВПП

X* = X (СВ/УВП, Единая с ВФК СУ, "Бесхвостка"велосипедное шасси,...)

Рис. 5. Внешний облик маневренного самолета, соответствующий вектору схемных признаков, удовлетворяющему множеству ограничений и

Шестая глава посвящена вопросам синтеза новых схемных решений. Они, как правило, являются результатом разрешения диалектических противоречий. Поиск нового решения - это, прежде всего, глубокий анализ преимуществ и недостатков старых и синтез на их базе нового решения, являющегося результатом решения поставленной задачи на новом техническом уровне.

На начальном этапе синтеза нового схемного решения проводится формирование характеристических матриц альтернативных схемных решений для удовлетворения каждого 1-го требования. Характеристическая матрица каждого решения состоит из двух типов столбцов. Элементами первого столбца являются семантические выражения, характеризующие технические решения, а элементами второго типа столбцов 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.

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. 6).

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

Мт

т,, щ

Мщ!

щ.

щ, Щш

\

Щ щ,

»и

Рис. 6. Схема формирования вектора схемных решений, характеризующего новую схему самолета

X = [х11 Х2п • Хтя]

Вектор нового схемного решения

Действие алгоритма рассмотрим на примере реализации требования сокращения длины ВПП. В качестве альтернативных схемных решений рассмотрим схемы силовых установок, обеспечивающих самолету вертикальный взлет и посадку, т.е. в качестве ограничения принято, что и= «■(ЦгаГО)-

На рис. 7 условно представлен граф, который иллюстрирует диалектику трансформации схем СУ СВВП, изменений и диалектических противоречий, разрешение которых привело к появлению новых схемных решений [22].

ЕСТ ССУ КУ

Самолет с составной СУ (Мираж ШЛ/)

Самолет с единой СУ (Харриер)

ЕСУ • хвостовая часть фюзеляжа КСУ • хвостовая часть фюзеляжа ЕСУ с ВФК -традиционная компоновка, а характеристики как у ЕСУ

Самолет с единой СУ с ВФК

Самолет с комбинированной СУ (Я к-38) ^

Рис. 7. 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 тяговоору-женностей, представленных в таблице 2. Компромиссным решением, позволившим разрешить как противоречие по выбору основных параметров самолета (вертикальная и горизонтальная тяговооруженность), так и компоновочные противоречия по взаимной увязке объемов в центральной части самолета при размещении центроплана, внутреннего отсека вооружений,

ниши основных стоек шасси, расходного топливного бака и т.д. при условии обеспечения минимальных моментов инерции, габаритных ограничений и аэродинамических 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.

Таблица 2. Пример алгоритма получения комбинированной схемы СУ, как разрешение противоречия между единой и составной схемами СУ самолетов вертикального взлета и посадки

№ Порядок процедур и логических рассуждений 1 2 3 4

1 Определяем потребные тяговооруженности:

вертикальная на висение 1

с учетом ускорения 1.03

горизонтальная для полета 0.6

2 Выбираем два альтернативных типа силовых установок Единая СУ Составная СУ

3 Определяем располагаемые тяговооруженности:

вертикальная с учетом потерь и затрат на СУ ДРП 1.3 1.1

горизонтальная 1.3 0.6

проявление зеркальной противоположности птах 1ТО1

суммарная 1.3 1.7

4 Формируем баю жую гипотезу—"Тягоеооруженностъ по ПМД соответствует потребной горизонтальной " 0.6

5 Недостающую вертикальную тяговооруженность реализуем за счет ПД 0.65

6 В результате получена СУ, состоящая из ПМД и ПД Комбинированная СУ

7 Сравнительная оценка альтернативных вариантов СУ:

относительная масса пустого самолета 0.72 0.66 0.83

Соотношение по относительной массе -0.06 0 -0.17

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. Тягово-оруженность 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 струй-

ной системой управления на доэволютивных режимах полета и системой управления посредством газодинамической, либо векторной модуляций векторов тяг силовой установки. Характеристическим признаком как и в первом случае является 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 тя го вооруженности СВВП на различных режимах полета (см. таблицу 3).

Таблица 3. Характеристическая матрица значений потребной

тяговооруженности СВВП (в скобках приведены значения экспертных оценок)

№ Признак Взлет Полет Посадка

1 Самолеты с горизонтальным положением фюзеляжа на взлете и посадке 1.6 ( + 0.5) 0.25 ( + 0.5) , 1-2.7 • (+1)

2 Самолеты с вертикальным положением фюзеляжа на взлете и посадке < 1.3 О.? б 4 -X г (+1) А ^ 0.9 (-1)

3 Самолеты с вертикальным положением фюзеляжа на взлете и горизонтальным на посадке , 1,3» , (+1) 7 0.26 -(+1) 'М-,'1

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 АкЬЕвО [30,31,36,37]. На выявленные технические решения получены авторские свидетельства № 1816717 и 1821421 (см. рис. 8), подробно описанные в [8,9, 24,26].

Третья часть посвящена методам компоновки при «жестких» инфраструктурных ограничениях и состоит из четырех глав.

На этапе компоновки решается триединая задача аэродинамической, объемно-весовой и конструктивно-силовой компоновок. Этот этап направлен на разрешение противоречий внутренней компоновки и формирования внешних обводов самолета.

-25В седьмой главе из рассмотрения влияния «жестких» инфраструктурных ограничений на облик самолета видно, что они формируют концептуальную характеристику объекта. Однако содержательное ее наполнение зависит от назначения самолета и, как следствие, критичности того или иного ограничения.

Рис.8. Новое техническое решение АС №1821421-самолет свертикальным положением фюзеляжа при вертикальном взлете и горизонтальным положением фюзеляжа при вертикальной посадке

С целью минимизации числа итераций компоновки необходимо выявить критичный фактор и относительно него провести построение компоновочных процедур в единый алгоритм.

При этом реализация «обратной» задачи компоновки начинается с выявления компоновочного пространства и декомпозиции его по характеристическим признакам. В качестве последних выступают как признаки, однозначно определяемые инфраструктурными требованиями (габариты), так и более многозначные признаки (центровка, моменты инерции, удельная плотность и т.п.). Характеристические признаки несут концептуальную составляющую как для отдельных агрегатов, так и для самолета в целом. Реализация построения компоновочных процедур относительно критичного фактора приводит к декомпозиции компоновочных процедур и выявлению очередности их проведения.

Рассмотрим на примере выбранных объектов исследования выявление компоновочного пространства, декомпозицию его по характеристическим признаками выявление критичного фактора.

Если рассматривать вопрос в целом, то, с точки зрения объемно-весовой компоновки, оптимальным решением будет самолет, для которого внешний обвод получен в результате позиционирования отдельных агрегатов с учетом критичности компоновки как относительно трех осей координат н в трех плоскостях, так и для любого произвольного радиус-вектора, начинающегося из центра масс самолета.

Характерной чертой компоновки при «жесткости» габаритных ограничений является возможность проведения пространственной увязки многих агрегатов в первой итерации, что позволяет вести компоновку от некоего виртуального центра. В качестве него удобно выбирать начало связанной системы координат, которое совпадает с реальным центром масс самолета. Поэтому задача компоновки сводится к расположению и взаимной увязке агрегатов в компоновочном пространстве, обусловленном инфраструктурными ограничениями из условия приведения реального центра масс к виртуальному и обеспечения характеристических признаков, удовлетворяющих как инфраструктурным требованиям, так и прочим, например, аэродинамическим.

В восьмой главе рассмотрена компоновка самолета при критичности инфраструктурных ограничений к компоновочному пространству по оси ОХ. Решение приведенной выше системы уравнений (1) требует применения совокупности процедур, которые легли в основу предложенного формально-эвристического метода компоновки самолета при "жестком" инфраструюурном ограничении по вертикальному взлету самолета. Рассмотрим предложенный подход к решению задачи компоновки самолета на примере сверхзвуковых

Рис. 9. графическая интерпретация маневренных СВВП, базирующихся

ограничений на палубе авианесущих креисеров.С-

пецифика данного типа самолета диктует необходимость при формировании его облика решить компромиссную задачу обеспечения минимальных моментов инерции самолета (из условия минимизации энергетических затрат на режимах ВВП), сохранения аэродинамических форм, обеспечивающих сверхзвуковые режимы полета, и обеспечения габаритов самолета, удовлетворяющих инфраструктурным требованиям и позволяющих СВВП базироваться на палубе авианосца. Анализ компоновок двух серийных дозвуковых маневренных СВВП Harrier (А) и Як-38 (В), образы которых приведены на рис. 9, показывает, что использованные подходы к решению этой компромиссной задачи требуют чтобы самолет имел: габаритные размеры L, соответствующие лифту подъемника на палубе авианесущего корабля (на рис. 9 габариты лифта условно показаны прямоугольным параллелепипедом); аэродинамическую форму-S, эквивалентную телу вращения, которое удовлетворяет аэродинамическим требованиям по "Правилу площадей" и внутренние характеристики распределе-

ния масс, близкие к форме эквивалентного шара И. Сформулированные выше положения легли в основу предложенного метода компоновки самолета вертикального взлета. Система «жестких» требований и ограничений диктует формирование нетривиального подхода к компоновке СВВП («прямое» решение приводит к многоитерационности, а, следовательно, к значительным временным и материальным затратам при проектировании).

Рассмотрим процедуру компоновки самолета, составляющую основу разработанного метода. Компоновка проводится относительно виртуального центра масс (ВЦМ) самолета. Снятие неопределенности положения центра масс самолета упрощает компоновку агрегатов, связанных с ц. м. самолета. К числу таких агрегатов относятся шасси, крыло, топливные баки и т.д. Широкие возможности для снижения затрат тяги СУ на управление самолетом предоставляет путь уменьшения моментов инерции самолета, которые зависят только от формы тела и расположения масс относительно осей. Эти обстоятельства вносят изменения в порядок и процедуру компоновки агрегатов и систем самолета. Компоновка условно разбита на четыре этапа [ 17,20,39]:

1 этап - компоновка силовой установки,

2 этап - компоновка агрегатов, требующих открытых зон,

3 этап - компоновка агрегатов планера,

4 этап - компоновка остальных агрегатов и систем.

В рамках каждого этапа, составляющего замкнутый цикл, описанный уравнениями увязки агрегатов, определяются координаты этих агрегатов. Уравнения связаны процедурами компоновки, совокупность которых и позволяет дать решение системы уравнений увязки облика самолета (1).

На первом этапе проводится компоновка агрегатов СУ, исходя из требования прохождения равнодействующей векторов тяг через ВЦМ и превышения абсолютного ее значения при проекции на ось ОУ над произведением потребной вертикальной стартовой тяговооруженности на взлетную массу самолета.

При компоновке СУ стоит задача пространственной увязки агрегатов, которые не изменяют свои геометрические характеристики в процессе компоновки (газогенераторы, сопла, ВФК и т.д.), и синтеза формы вспомогательных агрегатов (канал-воздуховод ПМД, обечайка ПД, трубопроводы ВФК). В качестве примера математических зависимостей, позволяющих проводить компоновку СУ, рассматривается процедура компоновки комбинированной силовой установки, состоящей из подъемных двигателей и подъемно-маршевых двигателей. Компоновка комбинированной СУ проводится в локальной систем? координат. Ось ОХ* локальной системы коордмнат совпадает с осью ОХ связанной системы координат, а оси ОУ* и OZ* локальной системы координат параллельны осям ОУ и OZ связанной системы координат. Начало координат локальной системы совпадает с точкой пересечения вектора тяги ПМД в вертикальном положении и оси ОХ (см. рис. 10).

Агрегаты СУ размещают вдоль оси ОХ, минимизируя их радиус-вектор, а, следовательно, и расстояние между компонуемыми рядом агрегатами, исходя из требования минимизации моментов инерции:

гае Ьспш = 33.5 Г* £ * ^ * + Кт * Кпмд -расстояние от начала отсчета локальной системы координат до входа в двигатель;

^ = 10"3 - коэффициент приведения;

дгв -длина воздушного канала в калибрах двигателя;

В п.мд = * &пмд - диаметр входного сечения ПМД;

IV- максимальная ширина фюзеляжа, на которую расходятся воздуховоды ПМД в плоскости Х02;

Ь()т-длина отсека, расположенного между ПМД иПД(ВФК);

величина смещения отсека на участке воздуховодов ПМД, где ВСт-ширина отсека;

Оспд = 1.8 * Опд - диаметр ПД в районе сопла.

Рис. 10. Компоновка комбинированной силовой установки СВВП На втором этапе компоновки размещают элементы, требующие открытых зон: РЛС обзора передней полусферы, кабину экипажа, шасси и т.д. При этом необходимо добиваться минимизации радиуса-вектора этих агрегатов. Второй этап компоновки начинается с размещения стоек шасси и резервирования объемов под ниши уборки шасси.

Компоновка шасси связана с определением выноса колеса носовой стойки, высоты стоек и плеча колес основных стоек (см. рис. И) в зависимости от посадочного угла и соотношения нагрузок на стойках.

Заканчивается второй этап компоновкой кабины летчика и РЛС обзора передней полусферы. В работе они используются в виде уже сформированных модулей, поэтому ставилась задача их пространственной увязки с учетом уже закомпонованной ниши носовой стойки шасси. Крайняя передняя точка (точка А) воздухозаборника ПД или фланца ВФК является точкой привязки кабины (см.рис. 12).

На третьем этапе проводится компоновка агрегатов планера. К этому моменту основные формообразующие элементы уже размещены, поэтому можно приступить к компоновке фюзеляжа и увязке его с крылом и оперением. Фюзеляж по длине разбит на четыре участка (см. рис. 13): 1 - носовая часть фюзеляжа, характеризуемая длиной Ь*,, 2 - часть СУ перед ВЦМ, характеризуемая длиной Ь*2, 3 - часть СУ после ВЦМ, характеризуемая длиной Ь*3,4 - хвостовая часть фюзеляжа, характеризуемая длиной Ь*4.

Длины первых трех участков фюзеляжа обусловлены размещением тех агрегатов, которые были закомпонованы ранее. Длина первого участка определена компоновкой носового и закабинного отсеков оборудования, ниши носовой стойки шасси, РЛС и кабины летчика (параметр В). Длины

второго и третьего участков зависят от параметров и характеристик СУ и компоновки внутреннего отсека фюзеляжа под целевую нагрузку и ниш уборки основных стоек шасси (параметр В), а их соотношение зависит от вертикальной стартовой тяговооруженности ПМД и ПД (ВФК), т.е. от параметра А. Длина четвертого участка обусловлена необходимостью обеспечения заданного плеча для оперения и центровкой самолета, а, следовательно, влияет на параметр В. Более подробно компоновочные параметры А и В будут рассмотрены ниже.

Рис.13. Компоновка фюзеляжа

Основным ограничением по габаритам самолета являются размеры лифта-подъемника на палубе авианесущего корабля. По условию поставленной задачи длина фюзеляжа должна быть меньше длины лифта.

Варьируемой является длина хвостовой части фюзеляжа. Она зависит от параметра В и согласуется с параметрами оперения и ограничениями, определяющими компоновочное поле хвостовых балок.

Ее максимальную длину можно определить, решая систему уравнений компоновки фюзеляжа:

^лиф ~2*А = Ь\ + Ь'2+ Ь\ + Ь\;

ь\ + ь\ = кф(ь] + ь\)-

(т' — Кл \*7>в = (Г — Кл и Р8

д-^з лпмд) гпмд у 2 ^пд(вфк)) 1 пд(вфк)!

(5)

где Д - минимально допустимые зазоры между самолетом и объектами инфраструктуры (стенками лифта),

Ки К^Д(ВФК) -слагаемые,учитывающие несоответствие между

координатами точек приложения векторов тяг и крайних габаритных точек двигателей;

Кф - коэффициент, характеризующий положения центра масс самолета по длине фюзеляжа.

На четвертом этапе компоновки определяются формы поперечных сечений фюзеляжа. Для выявления свободных объемов фюзеляжа строится эпюра

площадей поперечных сечений самолета согласно "Правилу площадей" и с учетом компоновки агрегатов на предыдущих этапах (см. рис. 14). Остается выявить формы поперечных сечений агрегатов, т.к. в процессе компоновки планера батоксы и полушироты фюзеляжа уже были определены. На базе поперечных сечений формируется каркасно-кинематическая (см. рис. 14), а далее и омываемая поверхности самолета.

Топливо, оборудование и снаряжение размещаются в оставшихся свободными объемах фюзеляжа согласно зонам компоновки. В I зоне компонуют агрегаты с удельной массой более 700 кг/м3, во второй зоне - от 200 до 700 кг/м3, а в третьей - менее 200 кг/м3 (см. рис. 9). В процессе компоновки необходимо добиваться совмещения положения реального и виртуального центров масс. Компоновка завершается после их совпадения.

На рис. 15 представлены примеры компоновки СМ СВВП с единой СУ с выносной форсажной камерой (а) и комбинированной СУ (б), полученные как результат синтеза компоновочной схемы самолета. На этом же рисунке приведена номенклатура компонуемых элементов, где: 1 - крыло, 2 - горизонтальное оперение, 3 - вертикальное оперение, 4 - фюзеляж, 5 - шасси, 6 - ПМД, 7 - ВФК, 8 - "мягкий" воздуховод подвода рабочего тела к ВФК, 9 - сверхзвуковой воздухозаборник ПМД , 10 - канал-воздуховод ПМД, 11 - поворотное сопло внутреннего контура ПМД, 12 - сопло наружного контура ПМД, 13 - сопло ВФК, 14 -внутренний отсек фюзеляжа под целевую нагрузку, 15 - целевая нагрузка на внешней подвеске на крыле, 16 - пушка, 17 - кабина летчика, 18 - РЛС обзора передней полусферы, 19 - РЛС обзора задней полусферы, 20 - носовой отсек оборудования, 21 - закабинный отсек оборудования, 22 - центральный отсек оборудования, 23 - хвостовой отсек оборудования, 24 - антенное оборудование, 25 - топливные баки, 26 - силовые шпангоуты фюзеляжа, 27 - струйные рули СУДРП, 28 - трубопроводы струйной СУДРП, 29 - ПД, 30 - воздухозаборник ПД, 31 - трубопровод системы запуска ПД, 32 - сопло ПД, 33 - целевая нагрузка на внешней поверхности фюзеляжа.

Суть разработанного подхода к компоновке самолетов, проектируемых с учетом «жестких» инфраструктурных ограничений (например СВВП), составляет формирование внешней поверхности самолета в результате внутренней компоновки агрегатов относительно ВЦМ, что позволяет в 2-4раз и снизить чисю итераций по сравнению с универсальным матрично-

Рис.14. Эпюра площадей поперечных сечений сверхзвукового маневренного СВВП

топологическим методом компоновки самолета, который предложен В.В.Мальчевским [17].

Рис. 15. Компоновка сверхзвукового маневренного СВВП с единой силовой установкой с выносной форсажной камерой (а) и с комбинированной силовой

установкой (б)

При участии автора данной работы на основе описанных моделей была разработана (в рамках ПНН-1.1 и НИР 35690-01010, выполненной совместно ММЗ «Скорость» и МАИ) система автоматизированного формирования облика самолета (САФОС) [11, 15]. На рис. 16 представлена обобщенная блок-схема системы. САФОС выполняет синтез СВВП и СВ/УВП по заданным требованиям. САФОС - это диалоговая система коллективного пользования с развитой иерархической структурой. Она позволяет вести параллельную работу над проектом специалистам разного профиля, опираясь на единую информационную базу. Проектные исследования проводились на базе САФОС с целью выявления влияния инфраструктурных ограничений на облик СВВП.

Задача исследования была поставлена как задача по выявлению множества проектов, удовлетворяющих заданным ограничениям, определению чувствительности целевой функции к изменению параметров компоновки самолета и определению вектора конструктивных параметров X'.

Параметры компоновки агрегатов СУ определяют их взаимное расположение. В работе предлагаются следующих два параметра: параметр А (см. зависимость 2), равный отношению величин стартовых вертикальных тяговооруженностей по ПМД и ПД, либо выраженный через плечи векторов тяг (длины Ъ даны согласно рис. 15,а), а также параметр В (см. зависимость 3), характеризующий относительную базу СУ и равный расстоянию между векторами тяг ПМД и ПД(ВФК), отнесенному к длине самолета.

Параметры А и В являются обобщенными, безразмерными и независимыми и характеризуют компоновку СВВП. Параметр А зависит от положения центра масс самолета относительно СУ. С увеличением параметра А (увеличивается тяговооруженность по ПМД) ПМД смещается вперед, ближе к центру масс, что приводит к увеличению доли компоновочного пространства, занятого открытой зоной соплового аппарата ПМД. Это снижает объемно-весовую эффективность компоновки самолета. Уменьшение параметра А приводит к удалению ПМД от центра масс и, следовательно, к росту моментов инерции самолета, а также к увеличению затрат энергии на управление на доэволютивных режимах полета. На управляемость самолета посредством модуляции тяги двигателей влияет расстояние между ПМД и ПД(ВФК), на которое влияют: длина закабинного отсека оборудования, схемы уборки стоек шасси, число прямых калибров воздуховода на входе в ПМД, наличие внутреннего отсека под целевую нагрузку в районе центра масс, относительные плечи вертикального и горизонтального оперения и т.д. Указанное расстояние выражено через относительную базу СУ - В.

Приведенные параметры А и В в работе рассмотрены на множестве вариантов конструктивно-компоновочных решений. На рис.15 представлены компоновки двух самолетов, отражающие номенклатуру компонуемых элементов и матрицу схемных признаков самолета. В качестве альтернатив приняты: единая СУ (с ВФК) и комбинированная СУ; газодинамическая струйная и посредством модуляции тяги двигателей СУДРП; компоновка целевой нагрузки во внутреннем отсеке фюзеляжа и на внешней подвеске; уборка стоек шасси по полету и против

полета; для самолетов с комбинированной СУ - один и два ПД; дал самолетов с единой СУ - «мягкий» и «жесткий» воздуховоды подвода рабочего тела от ПМД к ВФК.

Программному

□ Технический

ком л пл оке

Единый интерфейс

ЛО~Ь.ЧОЯйТСЛИ

0

Принтеры, Плоттеры, Средсгм доступа в легальные и тобальные сет.

База данных Блок оптимизации Пакет прикладных программ Экспертная система

а

Ъ

Каталог

про« КТО!

► У" Каталог двигателей Каталог колес шасси Каталог кресел Каталог профилей Авиаматериалы Оборудование Снаряжение

-На -На -Па та

2. Синтез Н схемных решений

Единое информационное поле

1.ТЗ. Данные внешнего проектированы

J. Расчет размерности ЛА

4. Компоновка

6. Расчет ЛТХиВПХ.

6. Определение -J характеристик в Ум приближении

7. Анализ приинятых решений

Комплеко отандартных программных средств

УАХ / УМв

ANVIL

Сетевые базы данных

Алгоритмические языки Fortran, С, С++.

Рис. 16. Схема системы автоматизированною формирования облика самолета

В качестве критерия принята относительная масса пустого снаряженного самолета. Она характеризует объемно-весовую эффективность компоновки и является частным критерием эффективности самолета.

В качестве объекта исследования рассматривался истребитель объектовой ПВО с палубным базированием и фиксированной целевой нагрузкой, нормальной аэродинамической схемы с двумя килями и положительной стреловидностью консолей крыла, трехопорной схемой шасси с носовым колесом и одним ПМД, что обуславливает критичность компоновки вдоль оси ОХ

Таким образом, задача определения параметров и характеристик самолета решалась как задача проектирования самолета при известных схемных

решениях и фиксированной взлетной массе, т.е. «обратная» задача проектирования. Подобная постановка задачи целесообразна, т.к. определяющим условием является наличие готовых двигателей, что при потребной вертикальной тяговооруженности приводит к фиксации взлетной массы самолета.

Минимальная длина самолета обусловлена максимально плотной компоновкой самолета вдоль оси ОХ, максимальная - длиной лифта. На рис. 17 представлены области реализуемых значений компоновки самолетов с единой (Е) и комбинированной (К) СУ в зависимости от параметра В, где: 1 -граница максимально плотной компоновки при изменении длины закабииного отсека и постоянном числе калибров на входе в ПМД, 2 - граница максимально плотной компоновки при изменении числа калибров на входе в ПМД и постоянной длине закабинного отсека, 3 - ограничение по обзору из кабины летчика из требования незатенения нижней задней полусферы воздухозаборниками ПМД, 4 - ограничение подлине лифта 18 м, 5 - ограничение по длине лифта 19 м. На рис. 17,а представлены зависимости для самолетов с энергетической взлетной массой 15768 кг и 16557 кг с комбинированной и единой СУ соответственно, у которых обтекатели РЛС выполнены отклоняемыми

и неотклоняемыми £ .

При длине лифта 18 м самолет с комбинированной СУ может быть реализован только с отклоняемым на стоянке обтекателем РЛС (компоновка реализуется при сокращении длины обтекателя на 75 см, что приводит к ухудшению аэродинамических характеристик - такое решение было принято при создании самолета Як-141).

Для самолетов с единой СУ возможна реализация компоновки самолета и без отклонения носового обтекателя передней РЛС. Однако, при этом область реализуемых значений имеет меньшие размеры и близка к вырождению.

Расчеты показывают, что с увеличением энергетической взлетной массы наблюдается уменьшение области реализуемых значений длины самолета вплоть до ее вырождения. Это объясняется ростом размеров двигателей. В частности, увеличение длины ПМД делает критичной границу по максимально плотной компоновке самолета, а увеличение диаметра ПМД приводит к увеличению потребной длины воздуховода ПМД, а, следовательно, влияет на ограничение по обзору из кабины летчика.

Увеличение длины лифта на 1 м (с 18 м до 19 м) расширяет компоновочное поле и позволяет реализовать компоновку самолета с большей энергетической массой.

На рис. 17,а приведены графики, определяющие область реализуемых значений относительной массы пустого снаряженного самолета, для самолетов с комбинированной СУ, со значениями энергетической взлетной массы 15768 кг и параметра А= 1.31 в зависимости от изменения параметра В.

Минимальное значение критерия соответствует максимальной плотности компоновки самолета по оси ОХ и равно 0.713 (В=0.37). С ростом закабинного отсека набшодаеггся незначительный рост критерия (на 0.01). С увеличением числа калибров

гст /т^-Юбв А-1.31 взт /*0-16557 Л-0.64 2 ,

3

Рис 17. Влияние инфраструктурных ограничений на параметры и характеристики компоновки однодвигательного по ПМД маневренного СВБП

на входе в ПМД происходит рост критерия до 0.75 (В=0.43).

На рис. 17,6 приведены графики, определяющие область реализуемых значений критерия для самолетов с единой СУ со значением энергетической взлетной массы 16557 кг и параметром А=0.64 в зависимости от изменения параметра В. Минимальное значение критерия соответствует максимально плотной компоновке самолета по оси ОХ и равно 0.72 (от 0.55 до 0.625). С ростом длины закабинного отсека значение критерия возрастает до 0.75 (В=0.51). С увеличением числа калибров на входе в ПМД происходит рост критерия до 0.775 (В=0.69), при этом градиент роста более высокий.

На рис. 17,в приведены области реализуемых значений, обобщающие области, приведенные на рис. 17,а-б. Вырождение области для самолетов с комбинированной СУ происходит при значении энергетической взлетной массы 18000 кг по линии максимальной плотности компоновки и 18100 кг по всей области, а для самолетов с единой СУ при энергетической взлетной массе 19600 кг по линии максимальной плотности компоновки и 21000 кг по всей области.

Проведенный анализ показывает, что при сравнении с экспериментальными самолетами (значение по которым показаны на всех рисунках значками 0 для Як-141и Пдля проекта X), данные, полученные как оптимумы на графиках областей реализуемых значений, позволяют улучшить весовую отдачу известных проектно-конструкторских решений на 15% за счет реализации большей размерности самолета.

Девятая глава посвящена анализу особенностей компоновки самолета при критичности инфраструктурных требований к компоновочному пространству по оси 02, что наблюдается с увеличением тяговооруженности самолета. В качестве крайней точки рассмотрим грузо-пассажирский

СВВП( Р0 =1.3). При рассмотрении особенностей компоновки ГП СВВП

за базовую схему принимаем самолет с комбинированной СУ. В исследованиях, проведенных В.З.Максимовичем показано, что для СВВП с взлетной массой до 100 т рациональное соотношение количества двигателей составляет два ПМД и от 8 до 12 ПД, найдены рациональные значения тяговооруженностей из условий вертикального взлета и крейсерского полета и разработаны процедуры ФОС.

Поставим инфраструктурное требование в виде ограничения к компоновочному пространству по оси OZ из условия хранения в ангаре, ЖБУ или установки в грузовой лифт-подъемник на палубе авианосца либо из условий базирования на вертолетных площадках или стартовых пятачках.

Процедура компоновки сводится к взаимной увязке планера (фюзеляж и крыло) и силовой установки (мотогондолы ПД и ПМД). Условно компоновку можно декомпозировать на следующие этапы (этапы представлены укрупненно; подразумевается, что в рамках этапа проходит и внутренняя компоновка):

-381 этап Выбор ВЦМ;

2 этап Позиционирование крыла;

3 этап Позиционирование фюзеляжа;

4 этап Компоновка мотогондол ПМД и ПД;

5 этап Компоновка оперения;

6 этап Центровка самолета.

Специфика процедур четвертого этапа из условия инфраструктурных ограничений требует дополнительной проработки. Компоновочное поле имеет два ограничения при компоновке мотогондол ПД и ПМД. Минимально допустимая граница обусловлена габаритом грузовой палубы самолета, максимально допустимая граница - инфраструктурным требованием (например шириной грузового лифта на палубе авианосца).

Минимизация моментов инерции относительно осей ОХиОУ требует размещения более тяжелой мотогондолы ближе к центру масс. Из зависимости для моментов инерции следует, что минимум моментов инерции связан с минимизацией радиус-векторов обоих мотогондол при компоновке более тяжелой ближе к центру масс. Это требование может вступать в противоречие с требованием минимизации несбалансированного момента в плоскости Х02 при отказе одного из ПМД.

Компоновочное поле в координатах (гпд; 2пмд) должно обеспечить минимальный момент инерции при минимальном несбалансированном моменте. Однако, использование газодинамической и векторной модуляции двигателей или струйных рулей позволяет провести управление и балансировку самолета за счет избытка мощности СУ на всех режимах полета. Расчетным случаем для определения тяговооруженности является вертикальный взлет. В крейсерском полете приходится либо дросселировать двигатели (ПМД) для ЕСУ, переходя при этом на неэкономичные режимы полета, либо выключить двигатели (ПД) для КСУ и ССУ.

На рис. 18 представлены облики двух транспортных СВВП с единой (рис. 18,а) и комбинированной (рис. 18,6) СУ, полученные в результате исследования по использованию тяги двигателей для обеспечения устойчивости и управляемости СВВП на всех режимах полета, проведенного группой ученых под руководством академика РАН В.П.Мишина при участии автора.

В рамках этого исследования были проанализированы различные варианты компоновки мотогондол с точки зрения соотношения потребного и располагаемого моментов инерции при минимизации массы самолета. Результаты исследования показывают (см. рис. 18), что при поставленных ограничениях наиболее рациональной является компоновка самолета, при которой гондола ПД примыкает к борту фюзеляжа, а мотогондола ПМД удовлетворяет требованию по ширине компоновочного поля (подразумевается, что консоли крыла выполнены отклоняемыми), что позволяет снизить относительную массу пустого снаряженного самолета на 5%.

В случае использования рассмотренного выше СВВП как самолета ДРЛО появляется возможность компоновки мотоговдол ПД в фюзеляжной части, что резко улучшает распределение циркуляции вдоль размаха крыла. Однако, при этом в силу

«жесгких» требований по высоте ангара привносится ограничение на юмпоновку пилона РЛС, что приводит к критичности инфраструктурных требований к компоновочному пространству в плоскости

а)

Рис.18. Облик грузо-пассажирских СВВП сединой а) и скомбинированной б) силовой установкой в габаритных ограничениях по длине, ширине и высоте

О 0,25 0.5 0.75 г_[И2] 0 М5 0.5 0.75

Рис.19. Зависимость затрат тяги на управление а) и относительной массы пустого снаряженного самолета б) от положения гондол силовой установки

Десятая глава посвящена рассмотрению особенностей компоновки при критичности всех направлений компоновочного пространства. Чисто теоретически возможно рассмотрение поиска максимальной размерности

самолета из условия габаритных ограничений, обусловленных инфраструктурными требованиями. При этом компоновка относительно трех осей связанной системы координат и в ее трех плоскостях начинается от габаритных ограничений в рамках принятых схемных решений.

В качестве объекта авиационной техники в рамках исследования на этом этапе был выбран маневренный самолет (истребитель ПВО). Палубное базирование на легких авианесущих крейсерах в качестве габаритных инфраструктурных ограничений определяет компоновочное пространство лифта-подъемника на палубе авианесущего корабля (см. рис. 20). В качестве причины, обуславливающей критичность всего компоновочного пространства, выступает выбор двухдвигательной по ПМД схемы единой СУ с ВФК.

Проектные исследования проводились отталкиваясь от обобщенного схемного образа самолета (см. рис. 5), полученного на первом этапе формирования облика и методики компоновки самолета при критичности компоновки вдоль оси ОХ, которая характерна для однодвигательного СВВП и представлена в 8 главе. Целью исследования являлось выявление предельной размерности самолета из условия компоновочных решений, т.к. чем большую взлетную массу удается реализовать для СВВП, тем большую (по абсолютному значению) целевую нагрузку и мощнее «состав борта» может иметь самолет.

Анализ компоновочных процедур показывает, что они оперируют с несколькими типами характеристик агрегатов. Первый тип - характеристики агрегатов, наличие которых обусловлено в ТЗ (РЛС, вооружение, бортовое оборудование и т.д.). Их характеристики не зависят ни от размерности самолета, ни от его компоновки. Второй тип - характеристики агрегатов, которые зависят от процедур компоновки (фюзеляж) и изменения размерности самолета (двигатели, крыло). Взаимозависимость и перекрестные связи вообще очень характерны для процесса компоновки. Анализ последнего типа характеристик показывает, что их обусловленность размерностью ПМД носит доминантный характер. Учитывая, что диаметр и длина двигателя пропорциональны корню квадратному из тяги двигателя, можно утверждать, что при прочих равных условиях в рамках «жестких» инфраструктурных ограничений по габаритам лифта подъемника варьируемой величиной при определении предельной размерности СВВП из условий вырождения компоновочного поля является тяга ПМД.

Зависимости для взлетной массы самолета, полученные на основе анализа компоновочных поцедур, имеют вид:

2

по длине :

т,

о

(6)

по ширине: тй =

-]2

влиф - 2 А - Ввн от # ^

Лиф

(7)

Техническое задание

Компоновка подъемно-маршевых двигателей, канала воздуховода и свехзвуковых регулируемых воздухозаборников

КомпоновкаРЛС и кабины экипажа

Компоновка подъемных двигателей (ВФК)

Компоновка шасси

Компоновка внутреннего отсека вооружений

Компоновка планера (фюзеляж крыло и оперение)

Компоновка топлива

I —

Компоновка оборудования и снаряжения

-«с Выполнение требований по Оиаграиие обзора в нижнюю заднюю полусферу

Рис. 20. Влияние инфраструктурных ограничений на компоновку маневренного СВВП с единой силовой установкой, состоящей из двух ПМД и ВФК

Рис. 21. Влияние габаритных ограничений на размерность СВВП: а) по длине лифта; б) по ширине лифта при условии, что у самолета в) обтекатели РЛС обзора передней и задней полусфер откидные, консоли крыла поворотные, ГО отсутствует, а единая СУ состоит из двух ПМД с ВФК

где: Р -стартовая нефорсированнаятяговооруженностьсамолета, К2 и К] — коэффициенты, учитывающие технический уровень СУ.

Исследование, проведенное для решения поставленной выше задачи, позволило определить предельные размерности СВВП с единой СУ (см. рис. 21,в) для разных типов базирования. Так, для самолетов с базированием на авианесущих крейсерах типа «Киев» максимальная энергетическая взлетная масса, полученная как минимальная из двух, равна 31 500 кг (см. рис. 21,а и 21,6).

Проведенная параллель между сверхзвуковыми маневренными и грузо-пассажирскими самолетами демонстрирует общность подходов к разрешению проектных противоречий при компоновке самолета при «жестких» инфраструктурных ограничениях по габаритам и длине ВПП.

Данные, полученные на всех этапах формирования облика самолета, хорошо согласуются между собой. Это является наглядной демонстрацией рационального использования диалектических законов и принципов в технике.

Выводы (см. ниже) содержат положения диссертации, характеризующие ее научное содержание, как разработку научно-методического обеспечения, 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.

В Заключении диссертации содержится общая характеристика работы. Дан обзор апробации работы на конференциях и конгрессах и развития ее научно-методического обеспечения применительно к другим типам летательных аппаратов [12,14, 16,19,21,23,25,27,33-35,38], для которых проектирование так же происходит при «жестких» инфраструктурных ограничениях, и в научных исследованиях других авторов. Приведен список НИР и Грантов, материалы которых вошли в состав диссертационного исследования.

Приложение к диссертационной работе включает материалы, использованные в процессе исследования и иллюстрирующие результаты, не включенные в текст диссертации из-за значительных объемов: акты внедрения результатов исследования, примеры результатов формирования облика самолетов при инфраструктурных ограничениях, примеры распечаток с характеристиками СМСВВП, данные апробации математических моделей.

ВЫВОДЫ

В связи с интенсивным развитием грузовых и пассажирских перевозок и связанным с ним увеличением размерности самолетов при сокращении существующей сети аэропортов возникает проблема несоответствия облика летательных аппаратов и инфраструктурной базы, на которой он эксплуатируется. Для облегчения решения этой проблемы в процессе проектирования ЛА введено понятие "жестких" инфраструктурных ограничений, под которыми понимаются условия, существенно (концептуально) влияющие на струюурно-параметрический облик самолета.

Основными результатами исследования являются следующие:

1. Предложен новый подход к формированию облика СВВП с учетом "жестких" инфраструктурных ограничений, заключающийся в решении так называемой "обратной" задачи проектирования. Сущностью решения "обратной" задачи является определение внешней конфигурации и размерности самолета в результате его внутреннего структурно-параметрического синтеза, обусловленного концептуальными инфраструктурными ограничениями.

2. Выявлено, формализовано и количественно определено влияние инфраструктурных ограничений на выбор схемы как отдельных агрегатов, так и самолета в целом.

2.1. Проведенный структурно-параметрический анализ влияния инфраструктурных требований на выбор схемы маневренного самолета выявил многообразие путей сокращения длины ВПП вплоть до «нулевой» и относительные затраты на их реализацию. Показано, что с увеличением взлётной

массы самолета растёт эффективность использования СВ/УВП по сравнению с СВВП и СКВП за счёт снижения относительной массы агрегатов, используемых на нескольких режимах полёта. Градиент падения относительной массы пустого снаряженного самолёта составляет ~ 10 % на каждые 100 метров для д лины полосы до 300 м, а сама относительная масса уменьшается на одну треть.

2.2. Предложена методика синтеза новых схемных решений летательных аппаратов в условиях "жестких" инфраструктурных ограничений, заключающееся в формальном разрешении проектных противоречий с помощью характеристических матриц. Результаты апробации методики позволили получить девять авторских свидетельств [1-9].

3. Инфраструктурные ограничения либо напрямую, либо косвенно оказывают влияние на структуру, состав задач и процедуры компоновки самолета, например:

характеристики летного поля влияют (через длину ВПП) на состав агрегатов и требования по их размещению из условия открытых зон и минимизации моментов инерции самолета;

габариты терминалов, ангаров, лифтов подъемников и т.д. влияют (через ограничения по компоновочному пространству) на внешние формы и обводы самолета.

3.1. Проведенный анализ показывает, что предложенная методика компоновки СМ СВВП "от инфраструктурных ограничений" при критичности компоновочного пространства вдоль оси ОХ позволяет улучшить весовую отдачу известных СВВП на 15% за счет реализации большей размерности самолета при прочих равных условиях.

3.2. Показано влияние габаритных ограничений на эффективность СВВП. Так, увеличение длины грузового лифта авианесущего корабля на 1 м (с 18 м до 19 м) расширяет поле компоновки для самолетов с единой СУ больше чем для самолетов с комбинированной СУ и, как следствие, позволяет улучшить весовую отдачу самолета на 7-10%.

3.3. Компоновка при ограничениях компоновочного пространства вдоль оси 02 характерна для грузо-пассажирских СВВП, для которых компоновка гондол ПД рациональна в диапазоне от 35 до 45 % полуразмаха крыла, что позволяет снизить массу пустого снаряженного самолета на 5%.

3.4. Предложенная методика компоновки при ограничениях всего компоновочного пространства позволяет для СМ СВВП из условий инфраструктурных ограничений авианесущих крейсеров . типа «Киев» повысить в 1.5 раза взлетную массу самолета (в сравнении с самолетами Як-38 и Як-141), а, следовательно, увеличить массу целевой нагрузки и обеспечить необходимый состав борта истребителя перехватчика.

4. Предложенный подход к структурно-параметрическому синтезу облика СВВП является инвариантным по отношению к типу и размерности летательного аппарата и может быть реализован в прикладных методах при проектировании других технических объектов, имеющих «жесткие» инфраструктурные ограничения.

5. Достоверность научных результатов и методик подтверждается многократной успешной реализацией разработанных на их базе прикладных программ на ряде предприятий авиационной промышленности и получением с их помощью новых технических решений, признанных изобретениями и

защищенных авторскими свидетельствами.

6. Трансформация ФОС в "обратную" задачу проектирования (из условия учета "жестких" инфраструктурных ограничений) позволяет в 2-4 раза снизить число итераций по сравнению с универсальными методами при определении параметров и характеристик самолета и, как следствие, сэкономить временные и материальные ресурсы.

Таким образом, в данной диссертационной работе разработано научно-методическое обеспечение, включающее методики, алгоритмы и программные комплексы синтеза облика СВВП при "жестких" инфраструктурных ограничениях, 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.

Основные результаты диссертации опубликованы в следующих работах:

1. Куприков М.Ю., Поняев Л.П., Качалин A.M. Авторское свидетельство. SU 1527807 AI (СССР) В 64 С 15/00. Самолет короткого взлета и посадки. Опубл. в Б.И., 1989.- 4 е., ДСП.

2. Куприков М.Ю., Поняев Л.П. Авторское свидетельство. SU 1563123 AI (СССР) В 64 С 29/00. Самолет вертикального взлета и посадки. Опубл. в Б.И., 1990. -4 е., ДСП.

3. Куприков М.Ю., Поняев Л.П. Авторское свидетельство. SU 1570197 AI (СССР) В 64 С 15/00. Маневренный самолет. Опубл. в Б.И., 1990.- 4 е., ДСП.

4. Куприков М.Ю., Орестов И.А. Авторское свидетельство. SU 1713212 А1 (СССР) В64С15/00. Транспортный самолет. Опубл.вБ.И., 1990,- 4 е., ДСП.

5. Куприков М.Ю., Орестов И.А. Авторское свидетельство. SU 1766781 AI (СССР) В 64 С 29/00. Самолет вертикального-ультракороткого взлета и посадки. Опубл. в бюл. №37, 1992.- 6 с.

6. Куприков М.Ю., Орестов И.А. Авторское свидетельство. SU 1839153 AI (СССР) В 64 С 29/00. Самолет вертикального-ультракороткого взлета и посадки. Опубл. в бюл. №48-47, 1992,- 4 с.

7. Куприков М.Ю., Орестов И.А. Авторское свидетельство. SU 1839152 AI (СССР) В 64 С 29/00. Самолет вертикального-ультракороткого взлета и посадки. Опубл. в бюл. №48-47 , 1993.- 4 с.

8. Куприков М.Ю., Продан A.B. Авторское свидетельство. SU 1816717 AI (СНГ) В 64 С 29/00. Самолет вертикального-ультракороткого взлета и посадки. Опубл. в бюл. №19, 1993.- 4 с.

9. Куприков МЮ. Авторское свидетельство. SU 1821421 AI (СНГ) В 64 С 29/04. Самолет вертикального взлета и посадки. Опубл. в бюл. №22,1993 - 4с.

10. Долженков H.H., Куприков М.Ю., Лнсейцев Н.К., Максимович В.З. Особенности структуры формирования облика самолета короткого/вертикального взлета и посадки на этапе внутреннего проектирования и автоматизация процесса компоновки. Москва, Техника воздушного флота, №1,1993г.-С.24-34.

11. Куприков М.Ю., Продан A.B. Система автоматизированного формирования облика самолета вертикального взлета и посадки. Тезисы докладов Всероссийской научной конференции "Новые информационные технологии. Информационное,

программное и аппаратное обеспечение". Таганрог, ТГРУ, 1995г. - С.94 - 95.

12 Куприков М.Ю., Максимов C.B. Автоматизированный синтез схемы пассажирского самолета. Тезисы докладов Всероссийской научной конференции "Новые информационные технологии. Информационное, программное и аппаратное обеспечение". Таганрог, ТГРУ, 1995г. -С. 95-96.

13. КуприковМ.Ю., Аведьян А.Б.,Евченко К.Г.,Покровский И.В.,Продан A.B., Неганов И.А. Использование ракетнодинамического способа взлета для самолета. Тезисы докладов Всероссийского молодежного научного Форума "Интеллектуальный потенциал России - в XXI век" Санкт-Петербург, С-ПбГТУ, 1995г. -С. 9.

14. Куприков М.Ю., Кузин М.Е, Петров С.А., Трынов A.B., Максимов C.B. Концепция грузо-пассажирского легко конвертируемого самолета для местных авиалиний. Тезисы докладов Всероссийского молодежного научного Форума "Интеллектуальный потенциал России - в XXI век", Санкт-Петербург, С-ПбГТУ, 1995г.-С. 19-20.

15. Куприков М.Ю., Продан A.B. Струюура и принципы построения системы автоматизированного формирования облика самолета вертикального взлета и посадки. Тезисы докладов Всероссийской молодежной научно-технической конференции "Информационные и кибернетические системы управления и их элементы." Уфа, УГАТУ, 1995г.- С. 48-49.

16. Куприков М.Ю., Максимов C.B. Снижение вредного акустического воздействия на окружающую среду перспективного транспортного самолета. Тезисы докладов международного научною симпозиума "Природа и человек: взаимодействие и безопасность жизнедеятельности", проводимого в рамках Международного научного конгресса аспирантов и молодых ученых " Молодежь и наука - третье тысячелетие." Таганрог, ТРТУ, 1996г.-С.85-86.

17. Арепьев А.Н., Богачева C.B., Галин Л.Я., Колганов А.Ф., Куприков М.Ю., Максимович В.З., Мальчевский В.В. Автоматизация проектирования самолета. Учебное пособие к лабораторным работам. Москва, Издательство МАИ, 1996 г. - 72с.

18. Куприков М.Ю., Лурье С. А., Резниченко В.И. Исследование особенностей конструкции неразрезного адаптивного крыла самолета из композитов. Тезисы докладов научно-технического семинара Академии оборонных отраслей промышленности "Новые композиционные материалы и их применение в различных областях техники" Москва, ЦИПКК АП,1996 г.- С 23-24.

19. Куприков М.Ю., Максимов C.B. Снижение акустического воздействия на окружающую среду перспективного самолета. Тезисы докладов международного научного симпозиума "Экология, авиация, техносфера — взгляд в третье тысячелетие", проводимого в рамках Международного научного конгресса аспирантов и молодых ученых "Молодежь и наука -третье тысячелетие." Рига, РАУ, 1996г.- С. 6-7.

20. Лисеицев Н.К., Куприков М.Ю., Максимович В.З. Формально-эвристический метод компоновки маневренного самолета вертикального взлета и посадки. Казань, Изв. вузов Авиационная техника, 1996, №2 -С. 100-103.

21. Куприков М.Ю., Максимов C.B. Автоматизированная схемно-параметрическая оптимизация проекта пассажирского самолета. Труды Международного научного конгресса аспирантов и молодых ученых "Молодежь и наука - третье тысячелетие", Том I, Москва, HTA «Актуальные проблемы фундаментальных наук», 1997г. П-73-74.

22. Куприков М.Ю., Продан A.B. Диалектика развития самолетов вертикального взлета и посадки. Тезисы докладов научных чтений, посвященных творческому наследию Н.Е.Жуковского (к 150-летию со дня рождения). Москва, ИИЕТ РАН, 1997г.-С. 18

23. Куприков М.Ю., Петров С.А., Максимов C.B. Улучшение взлетно-посадочных характеристик самолета при помощи управления пограничным слоем на крыле. Тезисы докладов научных чтений, посвященных творческому наследию Н.Е. Жуковского (к 150-летию со дня рождения). Москва, ВВИА, 1997г.-С. 18-19

24. Куприков М.Ю., Максимович В.З., Гагасов Д.А., Заславский Л.Л. Будущее авиации '97. Тезисы докладов и аннотации работ первого Всероссийского открытого конкурса дипломных проектов по специальности 1301 "Проектирование авиационной техники." Москва, МАИ, 1997 г.-100с.

25. Куприков М.Ю., Максимов C.B. Снижение акустического воздействия на окружающую среду перспективного самолета. Сборник докладов международного научного симпозиума "Экология, авиация, техносфера — взгляд в третье тысячелетие", проводимого в рамках Международного научного конгресса аспирантов и молодых ученых "Молодежь и наука -третье тысячелетие." Рига, РАУ, 1997г.-С.24-27

26. Kuprikov M., Lurie S. Active Composites With A Dual-Mechanism Shape Memory In The Aircraft Industry, Ac Tch -96-s 12, Russian Sci-tech, №1 1997 Science@Technology, New-York, USA, S. 19

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

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

29. Куприков М.Ю., Егоров Ю.Н. Авиация будущего? Прорыв в XXI век. Москва, «Техника молодежи», март 1998г.-С. 6-7

30. Куприков М.Ю., Елин C.B. Подсистема автоматизированного отображения облика альтернативных вариантов схемных решений летательных аппаратов. Самолетостроениие России: проблемы и перспективы: Тезисы докладов Всероссийской конференции (23-26 июня 1998г.). - Самара:СГАУ, 1998г.- С. 18

31. Куприков М.Ю., Елин C.B., Новосад М.В. Подсистема автоматизированного отображения облика альтернативных вариантов схемных решений шасси летательных аппаратов. Самолетостроениие России: проблемы и перспективы: Тезисы докладов Всероссийской конференции (23-26 июня 1998г.). - Самара:СГАУ, 1998 г.- С. 19

32. Куприков М.Ю., Евченко К.Г. Формирование внешнего облика самолета по результатам внутренней компоновки. Тезисы докладов Международной конференции Передовые технологии на пороге XXI века посвященной 145-летию со дня рождения В.Г.Шухова. Москва, 5-9 октября 1998г.-4.II. -М.: Науч.-изд. центр «Инженер», 1998 г.- С.465-467

33.Kuprikov М., Maximov S. Investigations on The Problem of The Ifluence of Infrastructural Requirements at The Advanced Long Range Aircraft Configuration. Book of Abstracts Third Seminar on RECCENT RESEARCH AND DESIGN PROGRESS IN AERONAUTICAL ENGINEERING AND ITS INFLUENCE ON EDUCATION. 23-24 November, 1998,Warsaw, WUT, Poland, S. 32

34. Kuprikov M., Maximov S. Investigations on The Problem of Decreasing The Noise Level For The Advanced Ultra High Capacity Passenger Aircraft. Total life cycle. Cjnference SAE Internftional: Land, Sea & Air Mobility, 1-3 December 1998, Venue, Austria, Paper No 982196.

35. Куприков М.Ю., Максимов С.В. Влияние инфраструктурных ограничений на облик перспективного дальнемагистрального самолета. Казань, Изв. вузов Авиационная техника, 1999, №1 -С. 52-55.

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

37. Куприков М.Ю., Елин С.В. Методика выявления новых технических решений при формировании рационального облика сверхзвукового маневренного самолета вертикального взлета и посадки на этапе предварительного проектирования. Тезисы докладов III международной научно-технической конференции. Чкаловские чтения. Инженерно-физические проблемы авиационной и космической техники, г. Егорьевск, ЕАТКГА, 1999 г.-С. 158-160.

38. Куприков М.Ю. Формирование облика магистрального самолета при инфраструктурных ограничениях. Тезисы докладов Ш международной научно-технической конференции. Чкаловские чтения. Инженерно-физические проблемы авиационной и космической техники, г. Егорьевск, ЕАТК ГА, 1999 г.-С. 59.

39. Куприков М.Ю. Структурно-параметрический cnHte3 облика самолета на базе информационных технологий. Тезисы докла'дов V международного симпозиума "Динамические и технологические проблемы механики конструкций и сплошных сред", г. Москва, Издательство "Графрос", 1999г.-С. 68-69

Соискатель:

М.Ю.Куприков