автореферат диссертации по авиационной и ракетно-космической технике, 05.07.02, диссертация на тему:Влияние параметров компоновки топлива и двигателей на структуру и параметры системы управления в канале крена дальнемагистрального самолета большой пассажировместимости

На правах рукописи УДК 629.735.33.01

ДОЛГОВ ОЛЕГ СЕРГЕЕВИЧ

ВЛИЯНИЕ ПАРАМЕТРОВ КОМПОНОВКИ ТОПЛИВА И ДВИГАТЕЛЕЙ НА СТРУКТУРУ И ПАРАМЕТРЫ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ В КАНАЛЕ КРЕНА ДАЛЬНЕМАГИСТРАЛЬНОГО САМОЛЕТА БОЛЬШОЙ ПАССАЖИРОВМЕСТИМОСТИ

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

Автореферат диссертации на соискание ученой степени кандидата технических наук

Москва - 2005

Работа выполнена на кафедре «Проектирование самолетов» в Московском авиационном институте (государственном техническом университете)

Научный руководитель:

доктор технических наук, профессор Куприков Михаил Юрьевич

Официальные оппоненты:

доктор технических наук Каримов Альтаф Хуснимарзанович кандидат технических наук Пугачев Юрий Николаевич

Ведущее предприятие: ОАО «Туполев»

Защита состоится «_» _ 2005г. в _ часов на

заседании диссертационного совета Д212.125.10 Московского авиационного института (государственного технического университета) по адресу:

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

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

Для участия в заседании диссертационного совета необходимо заблаговременно заказать пропуск по тел. 158-45-01.

С диссертацией можно ознакомиться в библиотеке института.

Автореферат разослан «_»

2005 г.

Ученый секретарь

диссертационного совета Д212.125.10 кандидат технических наук, доцент

/

Комаров Ю. Ю.

гооб-4

6SS2.

ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА РАБОТЫ

Актуальность проблемы. Повышение требований к характеристикам современной авиационной техники обусловило широкий поиск новых проекгно-конструкгорских решений. Одним из направлений поиска является концепция дальнемагистральных самолетов большой пассажировместимости. В соответствии с запросами рынка пассажирских авиаперевозок, производители авиационной техники приступили к разработке самолетов этого типа (ТУ4ХХ, КР-860, А-380 и т.д.).

Разработка таких самолетов на современном уровне требует решения целого ряда научно-технических задач, среди которых можно выделить:

-учет инфраструктурных ограничений и ограничений по наземному обслуживанию в местах предполагаемого базирования самолёта;

-создания системы безопасного покидания самолёта пассажирами; -обеспечение проведения антитеррористических мероприятий; -анализ влияния растущих моментов инерции на облик системы управления; -анализ энергопотребления системы управления;

-определение инерционных нагрузок на самолет при вращательных эволюциях; -исследование устойчивости и управляемости самолета; -учет влияния инерции конструкции планера на собственные частоты юлебаний и та Одной из основных задач является обеспечение управляемости перспективных самолетов этого класса. При увеличении размеров самолета взлетная масса, как известно, растет пропорционально кубу линейного размера, моменты же инерции пропорционально пятой степени, что непосредственным образом сказывается на управляемости. Решение этой проблемы в рамках отделов систем управления зачастую оказывается неэффективным, и требует более широкого подхода

Необходимо отметить, что одновременно со снижением моментов инерции актуальной задачей является обеспечение стабильности моментов инерции самолета в течение полета.

Проведенный анализ известных проектно-конструкторских решений подтвердил, что одним из основных аспектов, позволяющих сделать успешный образец ДМС БП, является корректное решение задачи согласования моментно-инерционного облика самолета с возможностями системы управления. Это определило актуальность разработки научно-методического обеспечения для проведения юмплекеных исследований по выявлению рациональных конструктивно-компоновочных решений на базе математического моделирования с использованием ЭВМ и средств машинной графики.

Предпосылкой для решения этой задачи является опыт разработки магистральных самолетов, а также научно-методическая база. Её анализ показывает, что отдельные аспекты специфических проблем проектирования конструкции, оборудования и эксплуатации самолётов рассмотрены в работах Г.В. Александрова, В .Я. Бочарова, Г.С. Бюш-генса, В.И. Гониодского, С. М. Егера, Ю.Г. Живова, М.И. Ионова, В.И. Козловского, М.Ю. Куприкова, Н.К. Лисейцева, В.З. Максимовича, В.В. Мальчевсюго, В.Г. Мике-ладзе, С.Я. Наумова, K.M. Наджарова, О.С. Самойловича, Ф.И. Склянского, В.Н. Семенова, A.C. Устинова, В.М. Шейнина, И.С. Шумилова, Ю.Ф. Шелюхина, Ж. Роскама (США), X. Хаберланда (Германия), Э. Торенбика (Голландия) и ряда других отечественных и зарубежных авторов, учёных ЦАГИ и других авиационных НИИ. " —

В работах Г.С. Бюшгенса рассматриваются концептуальные направления развития авиационной промышленности. Работы В.М. Шейнина и В.И. Козловского посвящены особенностям весового проектированием и методам расчета моментов инерции магистральных самолётов В работах М.Ю. Куприкова проведён анализ влияния инфраструктурных ограничений на размерность и компоновку ДМС БП. В работах В В Маль-чевсмэго предложен матрично-топалогический метод синтеза схемы и компоновки самолета. В работах В.З. Максимовича рассматриваются вопросы формирования облика перспективных ДМС. Работы О.С. Самойловича посвящены взаимной увязке и интеграции элементов планера и систем самолета при формировании облика оригинальных схем ДМС БП. В работах М.И. Ионова, В.Н. Семенова произведен анализ влияния различных факторов на облик системы управления самолета. Работы Ф.И. Склянского, В.И. Гониод-ского, И.С. Шумилова посвящены задачам проектирования систем управления самолета. Работы K.M. Наджарова посвящены проблемам определения в процессе проектирования картины изменения объемно-тарировочных, центровочных и массово-инерционных параметров топливной баковой системы. В работах P.E. Лампера исследуются виды и задачи флаттера. В работах В.Г. Микеладзе рассматриваются вопросы аэродинамики органов управления. Работы СЛ. Наумова посвящены задачам устойчивости и управляемости магистральных самолетов. В работах В .Я. Бочарова рассматриваются современные актуальные проблемы систем управления и энергетических систем магистральных самолетов. Работы Ю.Ф. Шелюхина посвящены системам улучшения устойчивости и управляемости. В работах Г.В. Александрова, Ю.Г. Живова, A.C. Устинова рассмотрены проблемы и перспективы активных систем управления.

Многообразие схем и вариантов моменгно-инерционных компоновочных решений не позволяет исследовать всю область реализуемых компоновок самолета традиционными, не автоматизированными методами.

Работами в области автоматизированной компоновки магистрального самолёта занимались как в нашей стране, так и за рубежом. Среди них следует отметить работы В.В. Мальиевского, X. Хаберланда, В.Л. Колесникова

На основании проведённого анализа существующих работ, можно сделать вывод о том, что при создании методик и алгоритмов автоматизированной компоновки самолетов недостаточно внимания уделялось вопросам моментно-инерционной компоновки, в то время как они становятся определяющими для перспективных дальнемагистральных самолетов большой пассажировместимости.

Цель работы состоит в снижении сроков и повышении качества проектных работ на этапе согласования моментно-инерционного облика самолета с возможностями системы управления в канале крена

Достижение поставленной цели осуществлено на основе решений следующих задач:

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

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

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

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

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

- анализируя полученные результаты выработать рекомендаций по моментно инерционной компоновке.

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

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

Научная новизна диссертации заключается в создании научно-методического обеспечения, состоящего из методик, алгоритмов и подпрограмм позволяющих проводить анализ влияния моментно-инерционной компоновки на области реализации альтернативных стратегий формирования облика системы управления в канале крена дальнемагистрального самолёта большой пассажировместимости с использованием новых информационных технологий.

На основе которых в данной диссертационной работе выявлены специфические задачи компоновки топлива и двигателей, по результатам анализа разработаны модели агрегатов и предложен метод расчета моментов инерции самолета в первом приближении. Выявлены закономерности между параметрами в альтернативных вариантах компоновки топлива и двигателей в крыле и моментно-инерционными характеристиками самолета, а также определены области существования компоновочных решений и зоны применения альтернативных подходов к формированию облика системы управления.

Практическая ценность. Разработанные методы расчета и модели использованы в созданной, при участии автора, подсистеме формирования облика самолета. Она является современным «инструментом» проектировщика-исследователя для выработки проектных рекомендаций по проектированию дальнемагистрапьных самолетов большой пассажировместимости.

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

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

Внедрение результатов работы. Результаты работы внедрены в «НТК ВВС» войсковая часть 44386, что подтверждается соответствующими актами о внедрении.

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

Год Организация Наименование конференции, семинара

2001 Московский государственный Авиационный технологический университет им. К З. Циолковского XXVII Гагаринские чтения

2001 Министерство образовании Российской Федерации Всероссийская молодежная научная конференция «VI КОРОЛЕВСКИЕ ЧТЕНИЯ»

2001 Московский государственный институт электроники и математики (технический университет) Девятая международная студенческая школа-семинар «Новые информационные технологии»

2002 Московский авиационный институт (государственный технический университет) Научный доклад на каф. 101 «Проектирование самолетов»

2003 «НТК ВВС» в/ч 44386 Научный доклад

Основные теоретические положения и некоторые результаты исследования опубликованы автором в научных статьях [7, 8], а также содержатся в тезисах докладов на научно-технических конференциях всероссийского и международного значения [1-6].

Структура и объем диссертационной работы. Диссертация состоит из введения, четырех глав, выводов, заключения, библиографического списка и приложения. Объём работы составляет 216 страниц, включая 77 рисунков и 10 таблиц. Список литературы содержит 116 наименований.

СОДЕРЖАНИЕ РАБОТЫ

В первой главе даётся описание структуры проектных процедур формирования облика дапьнемагистральных самолетов большой пассажировместимости, особенностей и задач этапа формирования облика системы управления, анализ альтернативных схем (рис. 1.) системы управления, анализ альтернативных направлений согласования моментно-инерционного облика самолета с возможностями системы управления в канале крена и энергетическими системами. В процессе анализа основных режимов работы (рис. 2.) систем управления построенных на основе альтернативных подходов формирования облика системы управления, были выявлены основные направления научных исследований, и произведена постановка задачи.

Согласование моментно-инерционного облика самолета с возможностями системы управления в канале крена, возможно, несколькими методами или их комбинациями. Основными из них являются: а) увеличение эффективности системы управления в канале крена; б) уменьшение моментов инерции самолета.

Необходимо отметить, что с точки зрения управляемости, кроме собственно величины моментов инерции относительно оси ОХ, большое значение имеет стабилизация моментов инерции относительно оси ОХ в течение полета в допустимых пределах.

Рис 1 Альтернативные стратегии формирования Рис 2 Матрица основных режимов работы

облика системы управления в канате крена системы управления

Основной путь дпя увеличения располагаемых моментов предполагает рост плошади поверхностей управления и использование альтернативных поверхностей управления. Однаиэ в канале крена это приводит к потерям полезной площади крыла, которую у дальнемагистральных самолетов большой пассажировместимости желательно использовать для механизации и улучшения взлетно-посадочных характеристик.

Увеличение площади поверхностей управления также приводит к увеличению шарнирных моментов и к росту потребных мощностей исполнительных устройств. Традиционное расположение исполнительных устройств за центром жесткости сечения приводит соответственно к снижению скорости флаттера Проблема нехватки мощности энергетических систем усугубляется рядом особенностей перспективных дальнемагистральных самолетов большой пассажировместимости, что подтверждается работами ученых ЦАГИ.

Другой путь увеличения располагаемых моментов связан с увеличением плеча приложения силы. Следует заметить, что выбор плеч рулевых поверхностей в канале крена ограничивается размахом крыла Поскольку размах крыла выбирается исходя из условия удовлетворения требований, не связанных с управляемостью самолета, то компоновочное поле рулей имеет ограниченные размеры и, как правило, значительно повлиять на величину располагаемых управляющих моментов через параметры плеча точки приложения силы, без изменения облика самолета, не удается. Дополнительным фактором, ограничивающим увеличение гшеча, является недостаточная, в большинстве случаев, жесткость конструкции заюнцовки крыла, в частности для элеронов это приводит к потере эффективности или к обратной реакции.

Еще одним способом увеличения располагаемых моментов является повышение эффективности системы управления за счет применения энергетических методов основанных на использовании избыточной мощности силовой установки, которую необходимо заранее зарезервировать.

Исходя из вышеперечисленного, можно сделать вывод о том, что для преодоления моментно-инерционных ограничений связанных с ростом типоразмера самолетов наиболее перспективным направлением является снижение моментов инерции. В данной работе рассматривается моментно-инерционная компоновка относительно продольной оси самолета ОХ и соответственно канал крена системы

управления. Это объясняется тем, что размещение коммерческой нагрузки в самолетах классической схемы практически не оказывает влияния на момент инерции самолета относительно оси ОХ, что позволяет снять ряд ограничений по дальнейшей эксплуатации таких самолетов и открывает более широки перспективы проведения проектных исследований С другой стороны момент инерции относительно продольной оси самолета ОХ является минимальным по сравнению с ОУ и ОТ, но он способен сильно в 1.5-2.0 раза уменьшаться в процессе полета за счет выработки топлива, а требования к располагаемым угловым ускорениям и так достаточно высокие 0.3-1.2 рад/с2.

Снижение моментов инерции, также возможно несколькими методами. Моменты инерции самолета во многом зависят от схемных решений в облике самолета. На основе принятых схемных решений в зависимости от заданной массы целевой нагрузки, оборудования и снаряжения проводится формирование компоновочной схемы самолёта, заключающейся в осуществлении взаимной пространственной увязки основных компонуемых элементов самолёта и определением моментов инерции самолета. Проведенные исследования показали, что момент инерции относительно оси ОХ самолетов, рассматриваемого класса, во многом, до 50%, зависит от параметров компоновки топлива и двигателей. Сформированная компоновочная схема позволяет записать момент инерции в общем виде:

*оо* = Я\г**т 0)

Исследования, направленные на выявление групп элементов, для которых известна масса и зоны компоновки, а так же контроль над соотношением моментов инерции отдельных агрегатов и систем самолета, в совокупности позволили сформировать уравнение существование самолета в моментах инерции:

*0Х = 1п.п + К я + К у. + 4 V + 4у.р. + ; (2)

где: / ' ах - момент инерции самолета относительно оси ОХ;

/„„ - момент инерции полезной (коммерческой) нагрузки;

- момент инерции снаряжения и оборудования;

- момент инерции оборудования, которое обеспечивает

эксплуатацию самолета в заданных условиях;

- момент инерции силовой установки;

'о, - момент инерции системы управления рулями самолета;

- момент инерции топлива на борту самолета;

К - момент инерции конструкции самолета

Практически все входящие в уравнение существования моменты инерции агрегатов зависят сгт полного момента инерции самолета.

Следовательно, решать данное уравнение относительно / в явном виде

ох

затруднительно, и эту операцию целесообразно выполнять с использованием уравнения моменгно-инерционнопо баланса самолета в относительном виде:

Можно показать, что каждая из составляющих полного момента инерции самолета определенным образом отражает выполнение заданных требований.

В настоящее время задачу определения моментов инерции решают несколькими методами: весовых коэффициентов, твердотельного моделирования, табличных методов, физического моделирования ... которые ориентированы на использование на разных этапах проектирования. Однако применение этих методов на ранних этапах проектирования, с целью анализа моментао-инсрционных характеристик, связано с определенными трудностями. Для успешного решения поставленной задачи необходимо разработать параметрические моментно-инерционные модели самолета и структурно-параметрические модели системы управления, предназначенные для оценки параметров выбора и упрощающие принятие решения на ранних стадиях проектирования.

Выявив место этапа согласования моментно-инерционных показателей самолета с возможностями системы управления в канале крена в рамках формирования облика самолёта, состав решаемых задач и их связи с задачами, решаемыми на верхних и нижних уровнях, была поставлена следующая цель: определить матрицу конструктивных параметров X', состоящую из элементов, которым соответствует минимальное значение целевой функции F(x;u), связывающей параметры и характеристики проектов на множестве ограничений. Исходя из данного подхода математическая постановка задачи, как задачи многокритериальной дискретной оптимизации, имеет вид:

X = Arg mm F(x, u); w

где: xeX - матрица проектно-конструкторских решений; ueU - область ограничений.

- матрица конструктивных параметров;

- количество двигателей;

- относительная масса силовой установки;

- относительный радиус инерции силовой установки;

X = Х(п,ш; т,„; /„» ;mm;i»; С\)р; 1\)р) где: пг)в

ГПт

Ida

тт

¡т

с

с ур

р

с хр

М„х

- относительная масса топлива;

- относительный радиус инерции топлива.

- структура системы управления;

- параметры системы управления;

расп - располагаемые моменты на управление

1У1 ох

самолетом;

- погребные моменты для управления самолетом;

Г = Р(т: ; у) - матрица целевых функций:

гае: т,Р-/(пк,т,и,1,и,тш,1,„) - относительная масса крыла;

безразмерный показатель степени управляемости самолета;

- область ограничений, характеризующая текущий набор конструктивных решений.

У = мрл" I М""тр

Г '"ОХ 1 Ох

и = У(х)

— КАР "" I КА ,,"п,Р

Целевая функция ' - <л < <п равна отношению величин располагаемых и потребных моментов, и определяет степень управляемости самолета.

Выбор объясняется тем, что она является частным критерием эффективности и наглядно отражает обьемно-весовую эффективность и возможность создания самолета с использованием выбранной стратегии формирования облика системы управления:

>

(6)

Использование моменгно-инерционных показателей в качестве критериев оценки совершенства самолета не противоречит общепринятому подходу к оценке через весовые характеристики. Поскольку каждый лишний килограмм массы агрегата приводит к увеличению инерционности всего самолета, что в свою очередь вызывает увеличение инерционных нагрузок. Для распределения массы вдоль оси 07 критичными могут оказаться вращательные эволюции самолета или посадка. Помимо роста нагрузок происходит увеличение массы и энергопотребления системы управления.

Также в качестве одного из критериев рассматривается относительная масса крыла, использование этого критерия позволяет оценить весовое совершенство рассматриваемых альтернативных вариантов проекта

В общем виде самолёт нельзя представить в виде неразрывной функции или даже в виде системы неразрывных функций. Математическая модель самолёта относится к формально-эвристическим моделям, как и для любой сложной технической системы, её проектирование осуществляется многократным повторением анализа различных вариантов проектных альтернатив.

Задача соптасования моментноинерционного облика самолета с возможностями системы управления раскладывается на компоненты, каждый компонент описывается соответствующими моделями. Геометрическая модель описывает отношения между параметрами самолёта и его агрегатов, характеристиками их форм и размеров. Определяет компоновочные объемы, и допустимые компоновочные диапазоны. Данные этих моделей являются входной информацией для массовых моделей. В свою очередь моментно-инерционные модели используют информацию о геометрических и массовых характеристиках самолёта

Вторая глава посвящена формализации методов и оперативных элементов, определяющих решение задачи согласования моментно-инерционного облика самолета с возможностями системы управления в канале крена.

В результате проведённого анализа номенклатуры существующих проектно-конструкгорских решений было выявлено, что на формирование моментноинерционного облика, относительно оси ОХ, доминирующее воздействие оказывают параметры компоновки двигателей и топлива. Это позволяет сделать вывод о том, что корректное задание этих математических моделей приведёт к возможности адекватного формирования моментно-инерционного облика самолета.

Структурные модели системы управлении в канале крена:

Обеспечение управляемости при расчетных отказах в системе управления и смежных системах, например энергетических и информационных реализуется на этапе выбора структурно-потоковой схемы системы управления. Поэтому разработка адекватных струюурно-погошвых моделей (рис. 3.) системы управления является одной из наиболее важных задач при проведении проектных исследований.

-^-¿н -

Командное устройство Пиния передачи сигнала Исполжтельнсе устройство Поверхность управления

УПРАВЛЕНИЕ ПО КРЕНУ КАНАЛ УПРАВЛЕНИЯ ЭЛЕРОНАМИ

Рис 3 Декомпозиция системы управления в канале

Геометрические модели:

В результате проведенного анализа номенклатуры поверхностей управления современных магистральных самолетов, было выявлено, что геометрические параметры элеронов с одной стороны во многом ограничены параметрами крыла и механизации, а с другой стороны на элероны возлагается управление на четко регламентированных взлетно-посадочных режимах, следовательно, представляется возможным проследить непосредственную связь между основными параметрами самолета и площадью поверхностей управления.

А,=2.17

Ро-е ' тп

(7)

Расчет производится из условия управления одной парой элеронов, роль внутренних элеронов отводится интерцепторам.

Массовые модели:

В большинстве случаев массу можно рассматривать в качестве стабильного критерия традиционно применяющегося для оценки технического совершенства авиационной техники.

Масса элеронов:

т,: = -

0.69

(

-9.03е""6

1)6 Г 1 1 4Г»8 / \ 1 II933 >

V V тач /

(8)

где:

-49-93 Размах элерона/

¡у /средне геометрическая хорда элерона'

Ктал =96 + 237 [т/.у] - максимальная скорость. Масса крыла:

Предлагаемая модель расчета приращения массы крыла основана на результатах анализа статистического материала и существующих моделей и методик расчета относительной массы крыла.

(9)

Аткр - ткр •(&-!);

г®: к = 0.85-0.18-/,

тК

- коэффициент разгрузки;

- относительная масса крыла без учета разгрузки.

2

Основными отличительными особенностями этой модели являются направленность на использование на ранних этапах проектирования и возможность непосредственного анализа влияния моментов инерции на массу крыла.

Полученные статические зависимости являются достаточными для удовлетворения потребностей проектировщика на ранних этапах моментно-инерционной компоновки.

Рис 4 Определение и анализ моченгов инерции

Моментно-инерционные модели первого приближения, на основе расчетных коэффициентов распределения массы:

Определение моментов инерции даже для существующих современных самолетов приходится выполнять расчетным путем (рис. 4.). Экспериментальный метод, не только очень громоздок, но и зачастую не осуществим из-за большой размерности самолетов.

Рассмотрев магистральные самолеты нормальной аэродинамической схемы, с учетом сложившихся диапазонов расположения агрегатов имеющих наибольшее влияние на моменты инерции самолета: агрегатов конструкции планера, топлива, двигателей, целевой нагрузки, снаряжения, предлагается проводить расчет моментов инерции самолета, в первом приближении по следующим формулам:

т т т 12

V \"'псн / '"пи! "'пи! У

- взлетная масса самслега;

- масса пустого снаряженного самолета;

- масса двигателя;

- масса топлива расположенного в крыле;

- размах крыла;

- относительный радиус инерции топлива в крыле;

- относительные радиусы инерции двигателей.

По результатам проведенных исследований видно, что для разных законов распределения массы характерны различные диапазоны значений, что в итоге дает достаточно большой разброс значений моментов инерции. Это приводит к снижению точности вычислений. Однако на этапах предварительного проектирования, в условиях большой степени неизвестности, точность определения моментов инерции в пределах ±5% позволяют принять решение, это связано с тем, что альтернативные варианты моментно-инерционной компоновки могут отличаться от базового варианта в 1.5 - 2.0 раза.

Третья глава посвящена созданию подсистемы анализа влияния моментно-инерционной компоновки на области реализации альтернативных стратегий формирования облика системы управления в канале крена.

В рамках диссертационной работы программный комплекс создавался в среде \4atLab 6.3, объединяющей инструменты математического моделирования, которые предоставляют богатые возможности имитации динамических систем и современный технический язык программирования основанный на С++.

где:

т„

т„

т

дв

т

т кр

Рис 5 Место подсистемы и состав тадач в системе автоматизированного проектирования

На рисунке 5 показаны схемы представляющие состав задачи при формировании облика магистрального самолёта, и место работы в общем, комплексе автоматизированного формирования облика самолёта. Логика работы подсистемы показана на рисунке 6.

В условиях решаемой задачи, алгоритмы бьши определены как правила, иоторые формируют процесс преобразования исходных данных в результаты численного эксперимента В рамках диссертационной работы было изу-

чено влияние параметров на искомые функции и исследованы перекрестные зависимости между параметрами.

Определено множество вариантов, из числа рассчитанных программным комплексом, удовлетворяющих исходным требованиям.

Фактически, можно говорить о том, что работа в подобных системах сводится к параметрической оптимизации. Однако в ходе такого взаимодействия человека и машины, в принципе, могут возникнуть новые идей и решения со стороны проектировщика, у которого открываются обширные перспективы для творческого поиска.

Режим работы Диалоговый

Время синтеза нового решения 10-15 мин

Программное обеспечение МзИаЬ6 3

МоДЛИ. граиефиа саюлм» догоркс »>"- «/пращ*""

слил111¡грпч

Ммюь

Ыо«ль миш п*р*ОГ<и

Попель ггкосферы

Рис 6 Логика работы подсистемы

Основным назнанением разработанной подсистемы программного комплекса является: облегчение и ускорение работы проектировщика на этапе предварительного проектирования;

- повышение эффективности работы проектировщика при проведении сравнительного анализа полученных альтернативных моменгно-инерционных вариантов;

- подготовка специалистов по проектированию самолётов в учебных заведениях.

Подсистема выполнена в виде локальных модулей, каждый из которых реализует

набор логически связанных функциональных возможностей:

- база данных по существующим структурно-параметрическим альтернативам построения системы управления;

- база данных по типовым агрегатам системы управления;

- модуль ввода информации;

- модуль синтаксического анализа данных;

- модуль корректировки данных;

- модуль прагматического анализа данных;

- модуль настройки параметров;

- модуль выполнения численного эксперимента;

- модуль обработки полученных данных;

- модуль вывода информации на экран монитора;

- модуль имитации поведения самолета с полученными характеристиками;

- модуль создания пользовательского отчета в форматах HTML, RTF и XML.

Все модули связаны между собой единым адресным пространством, где

хранится информация о текущем проекте. Для удобства работы неподготовленных пользователей используется единая программная оболочка, в которой выполняется вся работа с программным комплексом. Отображение графической информации также осуществляется под управлением оболочки.

Разработанная подсистема позволяет выполнять анализ различных вариантов моментно-инерционных компоновок самолета, визуально отображая изменение значения любого параметра на экране монитора.

Четвертая глава посвящена проектным исследованиям, которые проводились на базе разработанного программного комплекса с целью выявления влияния моментно-инерционной компоновки двигателей и топлива дальнемагистрального самолета большой пассажировместимости на облик системы управления в канале крена.

В качестве объекта исследования выступает дальнемагистральный самолет большой пассажировместимости, нормальной аэродинамической схемы. При проведении проектных исследований рассматривались альтернативные варианты компоновки топливных баков и двигателей в крыле (рис. 7.). Также рассмотрены альтернативные стратегии формирования облика канала управления по крену, для каждого из которых были составлены матрицы (рис. 12.) отражающие номенклатуру элементов и схемных признаков системы управления, а также описывающие режимы работы.

Большая размерность вектора проектных параметров приводит к сложности решения оптимизационных задач Поэтому в рамках диссертационной работы исследования ограничиваются выявлением влияния частных компоновочных пара-

метров на облик системы управления, для этого использованы обобщенные безразмерные параметры, которые объединяют в себе несколько переменных. Анализ показывает, что одним из наиболее важных параметров моментно-инерцион-

ной компоновки является сггно-

—---сительный радиус инерции.

Параметры компоновки топлива и силовой установки

(1т ; ¡гт) в значительной мере определяют эффективность моментно-инерционной компоновки. Так, в работах Купри-кова М.Ю., Лисейцева Н.К., Максимовича В.З. показано, что от типа и компоновки силовой установки однозначно зависит и эффективность самолета в целом.

Анализируя гистограмму относительных моментов инерции относительно оси ОХ самолета (рис 4.). Легко видеть, что градиентом приращения по относительной массе является квадрат относительных радиусов инерции, а градиентом приращения по относительному радиусу инерции соответственно удвоенное произведение относительной массы на относительный радиус инерции:

Рис 7 Альтернативные варианты моменжо-инерционнои компоновки топлива и двигателей в крыле

5/;

д(т ,

й7Г

8(т , ■ I, ) — = 2 ■ т

(11)

дт , дт, 5;, 81,

Полученная информация после расчета характеристик массы топливных баков и их снаряжения, моментов инерции и положения центра масс каждого топливного бака и всей системы в целом позволяет проанализировать влияние моментно-инерционной компоновки на изменение относительного момента инерции самолета при выработке топлива.

Анализ влияния компоновочных зон топлива и двигателей на изменение моментно-инерционных характеристик в течение полета.

Характер изменения моментов инерции зависит от последовательности выработки топливных баков. Анализ существующих решений показывает, что

для большинства самолетов общий алгоритм примерно одинаковый характер.

выработки топлива носит

7 =

На примере рассмотренных вариантов видно (рис. 8.), что момент инерции относительно оси ОХ может меняться в 1.52.5 раза в процессе выработки топлива, что непосредственным образом отражается на степени управляемости самолетом.

Для каждого из

Дальность полета Е.отн рЭССМСГГреННЫХ ЭЛЬ"

Рис 8 Анализ атаяния компоновки на стабильность мочентно- тернативных вариантов

инерционных показателей КОМПОНОВКИ сформи-

рованы графо-аналитические зависимости, отражающие зависимость целевой функции у от параметров текущего проектного решения по дальности полета.

м ____________В совокупности это позво-

д7 (" а ~ ~ лило сформировать область

/ \ существования самолета (рис. 9.)

\ / \ч анализ которой дает возможность

■—4 7 оценить зависимость целевой функ-

- " - У - ции управляемости у одновре-

менно от нескольких параметров: оставшейся массы топлива по дальности полета, параметров компоновки двигателей и режимов ра) боты системы управления. По результатам анализа графоаналитиче-1 ских зависимостей был сделан вывод, что работы направленные на получение рационального мо-ментно-инерционного облика за счет компоновки топлива и двигателей позволяют увеличить стабильность моментно-инерционных показателей в 1,3 при общем снижении моментов инерции в канале крена в 1,5 раза.

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

1г, (г,, ,т, у)

Рис 9 Анализ влияния компоновочных зон двигателей на и)ченение моментно-инерционных характеристик в течение полета

В свою очередь за счет выбора рациональной компоновки двигателей можно дополнительно стабилизировать момент инерции по дальности полета и управлять степенью разгрузки крыла.

Анализ влияния изменения моментно-инерционных характеристик в течение полета на выбор структуры системы управления.

Из материалов работ ученых ЦАГИ видно, что требования к управлению в канале крена достаточно высокие. Так, потребное угловое ускорение крена может достигать величины £х =0.3-1.2 рад/с2. При этом с ростом массы самолета более 300т »

отмечается тенденция значительного увеличения постоянной времени движения крена, и резкий рост энергопотребления системы управления, таким образом, определяющее значение для выбора подхода к формированию облика системы управления имеет величина момента инерции и степень изменения этой величины в течение полета.

В рамках данной работы задача определения структурно-потокового (рис. 11.) облика канала управления по крену решалась как задача проектирования системы управления при известных схемных решениях и фиксированных требованиях к управляемости самолета и надежности системы управления.

В свою очередь, как было рассмотрено в плаве 2, альтернативные стратегии (рис. 10.) позволяют сформировать проектные варианты системы управления, обладающие различными

характеристиками (рис. 12.), проявляющимися в изменении уровня управляемости при переходе на работу через альтернативные контуры системы управления. При анализе этой зависимости необходимо учитывать реализованный уровень секционирования (рис. 12.) поверхностей управления. При фиксированном количестве альтернативных кон- ,

туров и выбранной (рис. 11.) структуре системы управления для стабилизации управляемости Рис 10 Альтернативные стратегии формирования о&шка на уровне 0 75 штатного при отключении основных контуров может потребоваться (рис. 13.) неоправданно большое увеличение площади и уровня секционирования поверхностей управления.

В канале управления по крену при работе через аварийный контур (рис. 11.), эффективность поперечного управления может оказаться значительно ниже штатной.

Механическая

Комбинированная

Электродистанционная

С поочередной работой контуров ТУ 204

С одновременной работой контуров

I-1 ; :

Дифференциальное Управление по Отдельные секции

соединение ТУ 144 усилиям ТУ 324

АН-225 АН-1/4 А-46-СУ-/иУ

ИЛ 96-300-СУ УиУ ИЛ 96-300 А 320 тангаж

\ —-Ш1>

—тЛ--оо

Рис 11 Слруюурно-потоювый ойпик системы упрашения в канале крена

Анализ режимов работы (рис. 12.) показал, что для вариантов построения системы реализующих одновременное управление элеронами через альтернативные контуры значение эффективности управления может снижаться, менее 0.5 от эффективности штатного режима. Для предотвращения выхода на эти режимы необходимо зарезервировать дополнительные площади поверхностей управления и мощности энергосистем.

Система управления рулями в канале крена

Изменение параметров

II

I | :

И

РгеФряиыи >п»<тро-

Л

| |

1 т | 1 X | п а. X

0,008 0 007 0,005 0 84 0 73 0,64 0 57 0 51 0 44 1

0,008 0,007 0 005 0 84 0 73 0 64 0 57 051 044 1

0 008 0,005 0,84 0 51 0 64 0 57 0,44 0 774

0 0,005 0 0 51 0 64 0,57 0,44 0,477

Рис 12 Аначич основных режимов работы системы упрашения стамещенисм откашшего кошура

Использование разработанных характеристических матриц (рис. 12) описывающих состав, параметры и эффективность функционирования альтернативных вариантов системы управления на основных режимах работы

в совокупности с данными об изменении моментно-инерционного облика самолета в течение полета позволило сформировать параметрический ряд областей существования самолета (рис. 13) по критерию управляемости Г = МТ!М%Г в зависимости от моментно-инерционной компоновки и степени уменьшения эффективности работы системы управления по режимам функционирования.

Анализ зависимостей показывает, что изменение уровня моментов инерции при выработке топлива оказывает негативное влияние на управляемость _______при работе через ава-

Г

удовлетворительно

Л

удоелотэорилюль но

и,

неудовлетворительно

- 0,99

т - О т-1 21 _ 1 2*>- 2,0"

о 4" „„ 0,039 .... "039

Рис 13 Анализ книяиия изменения момашю-инердаонных характеристик в течение полета, на основные режимы рабо! ы системы упраазения 1 00 75-0 5 от 1ЯГ31 ной эффективности

рииные и резервные контуры, в которых не предусмотрена компенсация в каналах системы управления.

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

увеличение располагаемых моментов.

Таким образом, с последовательным уменьшением располагаемых моментов происходит уменьшение области реализации критерия У __ / \1'"г ■ при этом градиент зависимости у{I.) также уменьшается.

Вырождение области существования наступает при снижении уровня эффективности системы управления менее 0.55 от штатного режима, для рассматриваемого варианта. Эта зависимость также ограничивает области применения систем построенных с использованием стратегий допускающих значительное уменьшение эффективности при переходе на альтернативные контуры системы управления.

Минимально допустимое значение критерия у = 1, в точке вырождения соответствует, минимально допустимому располагаемому моменту на управление для данной моментно-инерционной компоновки при текущем уровне функциональности системы управления.

0

Анализ влияния моментно-инерционной компоновки на дальность полета

На основе результатов проведенных исследований была сформирована пространственная зависимость (рис 14) отражающую связь между изменением относительной массы крыла и параметрами моментно-инерционной компоновки силовой установки и топливных баков. Анализ зависимо-

Ат^

сти показывает, при увели-

оч чении относительной

массы топлива в крыле от 0.42 до 0.52 можно получить снижение массы крыла от 1% до 2%, в том числе и при некотором уменьшении радиусов инерции топливных баков и силовой установки.

В совокупности это позволяет сформировать изопараметрическую зависимость параметров моментно-инерционной компоновки силовой установки от параметров моментно-инерционной компоновки топлива при фиксированном моменте инерции крыла относительно оси ОХ:

■»

же*!

>

Рис 14 Анализ влияния моментно-инерционной модели на массу крыла

■/(/„) при 1кр т = сот1

Комоси^».яны® ограничений

м

1 1 /( \ ~ 1 (// ), при 1кГ - сопм ■ ■™ ■

И А-

■ъ • >

1 *

% 2 1

? 1П 2 1

1 1

гоново 4нь р о оанич»н> я

Отчосителыь и рэдаус инерции топливных баков :

Рис 15 Зависимость параметров моментно-инерционной компоновки силовой установки от параметров момеш но-инерционной компоновки юнлива при фиксированном массе крыла

(16)

Графическая интерпретация, которой представлена на (рис. 15.).

При фиксированном моменте инерции крыла можно стабилизировать изменение момента инерции самолета 1ох в течение полета с 55% до 40%.

Таким образом, запас топлива может быть ограничен с одной стороны ростом относительной массы конструкции, а с другой моментно-инерционной компоновкой.

Это позволяет сформировать (рис. 16.) зависимость дальности полета от параметров моментно-инерционной компоновки самолета:

_____ . 1

-=-=-=-=-=---=-=-=-=— (1Т|

(ткр(!ар) + тф +т,т(гт) + тш) + тс, + т„в и,р(1 <*<>) +т„ „ +тс, у >

¿ = 3.45-

Проведенный анализ показывает, что при сравнении с реализованными проектами, данные, полученные как оптимумы на графиках областей допустимых значений, позволяют улучшить летно-технические характеристики на 7.5% за счет

снижения и стабилизации

&L = / К) при 1т = opt

моментно-инерционного облика в течение полета.

Проверка адекватности моделей, на основе расчетных коэффициентов распределения массы в сравнении с альтернативными методами представлена на графике (рис. 17.).

На современном этапе научно-техничесюго развития можно выделить два основных Рис 16 Анализ влияния моментно-инерционной компоновки на направлении исследования дальность полета проблем моменгно-инерцион-

ного облика большегрузных дальнемагисгральных пассажирских самолетов.

Первое направление связано с увеличением эффективности и повышением надежности системы управления, а второе со снижением и стабилизацией моментно-инерционного облика самолета.

В свою очередь увеличение эффективности системы управления возможно по трем направлениям: увеличение площади поверхностей управления и применение альтернативных поверхностей управления, увеличение плеча от точки приложения силы до оси вращения, и применение энергетических методов увеличения эффективности системы управления за счет отбора избыточной мощности от силовой установки.

Увеличение площадей управления в канале крена ограничивается геометрическими параметрами крыла, конструктивно-силовой схемой, параметрами взлетно-посадочной механизации и возможностями энергосистем.

Рис 17 Проверка адеквашости инерционных моделей и сравнение с альтерна! ивными метотами расчета

Максимальное значение плеч в канале крена ограничивается размахом крыла, который выбирается из условий не связанных с системой управления.

Одним из направлений увеличения эффективности системы управления является использование энергетических методов. В канале крена для управления самолетом можно использовать разнонаправленное отклонение векторов тяги двигателей расположенных на крыле. Использование двигателей с управляемым вектором тяги для управления самолетом позволит не только увеличить эффективность системы управления, но и повысит надежность за счет создания дополнительного альтернативного мэнтура управления основанного на другом физическом принципе. Положительные отличия особенно остро проявляются при исследовании эффективности альтернативных иэнтуров системы управления по скорости полета.

В рамках второго направления наиболее радикальными являются работы направленные на исследование нетрадиционных структурно компоновочных схем. Которые позволят снизить общий уровень моментов инерции и обеспечат стабильность моменгно-инерционных показателей от коммерческой нагрузки и дальности полета

ВЫВОДЫ

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

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

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

- применение вариантов моментно-инерционной компоновки, допускающей изменение момента инерции ОХ, в течение полета, не более чем в 1,6 раза, в совокупности с рациональным обликом системы управления в канале крена, с использованием принципа замещения отказавшего контура, позволяют снизить избыточный уровень управляемости с 2,22 до 1,47, т.е. в 1.5 раза, при сохранении уровня эффективности системы управления, на аварийных режимах, не менее 0.6 от штатного.

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

Предложенные математические модели могут быть использованы в широком диапазоне входных параметров для самолетов данного класса.

2006-4

6552 -24" * " 7 9 2 i

Основные положения диссертации опубликованы в работах:

1. Долгов О.С. «Структурно-параметрический анализ системы управления дальнего магистрального пассажирского самолета в среде современных систем автоматизированного проектирования». Тезисы докладов Международной молодёжной научной конференции Гагаринские чтения, ТомЗ. Москва, ЛАТМЭС, 2001г.-С.155-156.

2. Долгов О.С. «Среднемагистральный модифицируемый грузопассажирский самолет». Тезисы докладов всероссийского конкурса -выставки "КОМПЬЮТЕРНЫЙ ИНЖИНИРИНГ", Москва "НИЦ АСК" 2001г.

3. Долгов О.С. «Формирование облика современных систем управления дальним магистральным самолетом в среде систем автоматизированного проектирования». Тезисы докладов девятой Международной школы-семинар «Новые информационные технологии», Москва, МГИЭМ, 2001 г.-С. 94-95.

4. Долгов О.С. «Формирование структурно-параметрического облика современной системы управления дальнего магистрального пассажирского самолета». Тезисы докладов всероссийской молодежной научной конференции «VI Королевские чтения», Том 1. Самара СНЦ РАН, 2001 г.-С. 3-4.

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

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

7. Долгов О.С. «Влияние геометрических параметров компоновки топливных баков и силовой установки на структуру и параметры системы управления в канале крена дальнемагистрального самолета большой пассажировместимости». Статья в журнале «Прикладная 1еомегрия, инженерная графика, компьютерный дизайн» №1 2005г. св. о per. ПИ №ФС77-18797 от 08 октября 2004г.

8. Долгов О.С. «Влияние геометрических параметров компоновки топливных баков и двигателей, на облик системы управления самолета в канале крена». Статья в журнале «Прикладная геометрия» №7-15 2005г. p.c. №019164 от 29.07.99г.

Соискатель:

Долгов О. С.

ОСНОВНЫЕ СОКРАЩЕНИЯ, ОБОЗНАЧЕНИЯ И ИНДЕКСЫ

ВВЕДЕНИЕ

1. ОСОБЕННОСТИ ФОРМИРОВАНИЯ МОМЕНТНО-ИНЕРЦИОННОГО ОБЛИКА ДАЛЬНЕМАГИСТРАЛЬНОГО САМОЛЕТА И ПОСТАНОВКА ЗАДАЧИ ИССЛЕДОВАНИЯ

1.1. Описание процесса формирования облика ДМС БП

1.2. Анализ систем управления магистральных самолетов

1.3. Методы определения моментов инерции

1.4. Постановка задачи исследования

1.4.1. Вербальная постановка задачи

1.4.2. Математическая постановка задачи

1.5. Номенклатура проектных моделей и требования к ним

1.6. Выводы

2. МОДЕЛИ АГРЕГАТОВ И СИСТЕМ САМОЛЁТА

2.1. Методика согласования моментно-инерционного облика самолета с возможностями системы управления

2.2. Моделирование системы управления в канале крена

2.3. Геометрические модели '

2.4. Массовые модели

2.5. Моментно-инерционные модели

2.6. Выводы

3. ПРОГРАММНЫЙ КОМПЛЕКС

3.1. Анализ основных требований предъявляемых к современным системам автоматизированного проектирования

3.2. Назначение и возможности подсистемы

3.3 Основные режимы работы программного комплекса

3.4. Параметры, варьируемые в подсистеме и выходные данные проекта

3.5. Требования к аппаратной части вычислительного комплекса

3.6. Выводы 153 4. ПРОЕКТНЫЕ ИССЛЕДОВАНИЯ

4.1. Постановка задачи, учитываемые факторы и допущения, принятые в рамках исследования

4.2. Аппроксимация результатов исследования

4.3. Анализ влияния компоновочных зон топлива и двигателей на изменения моментно-инерционных характеристик по дальности полета

4.4. Анализ влияния изменения моментно-инерционных характеристик в течение полета на выбор структуры системы управления

4.5. Анализ влияния моментно-инерционной компоновки на дальность полета

4.6. Перспективные направления исследования моментно-инерционного облика дальнемагистральных самолетов большой пассажировместимости

4.7. Выводы

ВЫВОДЫ

Повышение требований к характеристикам современной авиационной техники обусловило широкий поиск новых проектно-конструкторских решений. Одним из направлений поиска является концепция дальнемагистральных самолетов большой и сверхбольшой пассажировместимости.

Разработка таких самолетов на современном уровне требует решения целого ряда научно-технических задач, среди которых можно отметить:

• учет инфраструктурных ограничений и ограничений по наземному обслуживанию в местах предполагаемого базирования самолёта;

• создания системы безопасного покидания самолёта пассажирами в случае аварийной посадки;

• обеспечение антитеррористических мероприятий;

• анализ влияния растущих моментов инерции на облик системы управления;

• анализ энергопотребления системы управления;

• определение инерционных нагрузок на самолет при вращательных эволюциях;

• исследование устойчивости и управляемости самолета и т.д.;

• учет влияния моментов инерции конструкции планера на собственные частоты колебаний.

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

Период конца 60-х - начала 70-х дал авиации целое семейство широкофюзеляжных пассажирских самолетов A310/A330/A340, ИЛ-86, L-1011, DC-10, В747-200/300.

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

На этих примерах можно проанализировать диалектику решения проблем, стоящих перед создателями дальнемагистральных самолетов большой пассажировместимости. Одной из задач является обеспечение управляемости перспективных большегрузных самолетов. При увеличении размеров самолета взлетная масса, как известно, растет пропорционально кубу линейного размера, моменты же инерции пропорционально пятой степени, что непосредственным образом сказывается на управляемости. Решение этой проблемы в рамках отделов систем управления зачастую оказывается неэффективным, и требует более широкой проработки и согласования.

Система управления самолета — одна из основных и важных бортовых самолетных систем, во многом определяющая эксплуатационные возможности самолета и безопасность его полета. Это накладывает самые жесткие требования к надежности и эксплуатационной технологичности систем управления рулями гражданских самолетов.

В большинстве случаев при проектировании самолетов предыдущих поколений [40], выбор параметров системы управления, осуществлялся на основании обеспечения времени перекладки рулевой поверхности из одного крайнего положения в другое менее чем за 0.8 -1.0 секунд, исходя из концепции удовлетворения требований летчика к управлению. «Эти требования являются следствием автоматизмов, выработанных при обучении технике пилотирования на легких самолетах». Кроме того, это условие является следствием требования к гидромеханическим системам управления: «усилия на управляющих рычагах не должны превышать усилия, обусловленные загрузочным устройством». Считается, что летчик не сможет выполнить перекладку рычага управления быстрее, чем за 0.8 -1.0 секунды, иначе он упрется в управляющую точку необратимого гидроусилителя, и требования к усилиям управления будут нарушены. Далее, нерасчетные нагрузки на золотник необратимого гидроусилителя приводят к его повреждению, установка компенсирующей пружинной тяги или золотника с заведомо большим ходом может привести к нежелательным изменениям частотных характеристик линии передачи сигнала системы управления. Необходимо отметить, что при таком подходе требования обеспечения управляемости по моментно-инерционным показателям удовлетворялись автоматически с большим запасом, а, следовательно, с большим завышением массы по этому критерию.

На основании летных испытаний [40], для обеспечения нормальной маневренности магистральных самолетов необходимые скорости рулевого привода могут быть в 4 - 5 раз меньше, чем выбранные из условия перекладки управляющей поверхности за 0.8 -1.0 секунду.

С другой стороны ряд особенностей перспективных дальнемагистральных самолетов большой пассажировместимости, таких как малые запасы аэродинамической устойчивости, при возможном наличии локальной неустойчивости, привели к увеличению требований эффективности поперечного управления. Согласно нормам летной годности АП-25 система управления должна обеспечивать вывод самолета из установившегося разворота с креном 30° и ввод в разворот противоположного направления с креном 30° . за время не более 6-7с, на малых скоростях полета.

Следовательно, при проектировании системы управления современных дальнемагистральных самолетов приобретает актуальность критерий обеспечения моментно-инерционных характеристик, так как, с одной стороны эти самолеты обладают большей размерностью и увеличенными моментами инерции, с другой стороны обеспечение требований устойчивости и управляемости возлагается на автоматизированную систему штурвального управления. В этом случае отсутствует непосредственная механическая связь между рычагами управления и исполнительным устройством. При этом в аварийный механический контур управления могут быть установлены компенсирующие устройства, которые с учетом некоторого ухудшения характеристик управляемости, должны обеспечить необходимый уровень эффективности, в условиях работы через аварийный контур системы управления рулями самолета.

Таким образом, требования к системе управления по критерию обеспечения времени перекладки рулевой поверхности, снижаются и можно определять структурно параметрические характеристики системы управления на основании обеспечения моментно-инерционных характеристик самолета.

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

Для получения требуемого уровня управляемости возможны несколько направлений исследований, первый связан с увеличением располагаемых моментов, а второй со снижением потребных моментов на управление.

Увеличения располагаемых моментов предполагает соответствующее увеличение площадей поверхностей управления. Однако в канале крена это приводит: во-первых, к потерям полезной площади крыла, которую у дальнемагистральных самолетов большой пассажировместимости желательно использовать для механизации и улучшения взлетно-посадочных характеристик, во-вторых, к повышению уровня энергопотребления системы управления, и соответственно к росту массы исполнительных устройств. Проблема нехватки мощности энергетических систем усугубляется рядом особенностей перспективных дальнемагистральных самолетов большой пассажировместимости, что подтверждается работами ученых ЦАГИ. Традиционное расположение исполнительных устройств за центром жесткости сечения приводит соответственно к снижению скорости флаттера. Широкое применение находят альтернативные типы поверхностей управления, таких как интерцепторы, элерон-закрылки и другие. Однако их применение имеет ряд ограничений связанных с размещением и геометрическими параметрами таких поверхностей, что выражается в относительно небольшой эффективности или в наличии зон нечувствительности.

Другой путь увеличения располагаемых моментов связан с увеличением плеча приложения силы, что достигается за счет перемещения поверхностей управления на увеличенное расстояние от оси вращения самолета. В большинстве случаев для поверхности управления выбирается расположение, обеспечивающее максимальный управляющий момент относительно заданной оси при текущих схемных решениях в облике самолета. Например, в канале крена, выбор плеч рулевых поверхностей, ограничивается размахом крыла. Поскольку размах крыла выбираемся исходя из условия удовлетворения требований, не связанных с управляемостью самолета, то компоновочное поле рулей имеет ограниченные размеры и, как правило, значительно повлиять на величину располагаемых управляющих моментов через параметры плеча приложения силы, без концептуального изменения облика самолета, не удается. Дополнительным фактором, ограничивающим величину плеча, является недостаточная, без специальных мероприятий, жесткость законцовки крыла, в частности для элеронов это приводит к потере эффективности или к обратной реакции.

Еще одним способом повышения располагаемых моментов является повышение эффективности системы управления за счет применения энергетических методов основанных на использовании избыточной мощности силовой установки, которую необходимо заранее зарезервировать.

Рассмотренные способы увеличения эффективности системы управления приводят с одной стороны к росту собственных моментов инерции крыла, и, как следствие, к циклическому увеличению моментов инерции всего самолета, а с другой к повышению уровня энергопотребления.

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

Проведенный анализ известных проектно-конструкторских решений подтвердил, что одним из основных аспектов, позволяющих сделать успешный образец ДМС БП, является выбор рациональных вариантов моментно-инерционной компоновки. Это определило актуальность задачи разработки научно-методического обеспечения для проведения комплексных исследований по выявлению рациональных конструктивно-компоновочных решений на базе математического моделирования с использованием ЭВМ и средств машинной графики.

Предпосылкой для решения этой задачи является опыт разработки магистральных самолетов, а также научно-методическая база. Её анализ показывает, что отдельные аспекты специфических проблем проектирования конструкции, оборудования и эксплуатации самолётов рассмотрены в работах Г.В. Александрова [8], В.Я. Бочарова [8; 12], Г.С. Бюшгенса [8], В.И. Гониодского [20], Ю.Г. Живова [8], М.И. Ионова [40], В.И. Козловского [104], М.Ю. Куприкова [47; 58], Н.К. Лисейцева [67; 73], В. 3. Максимовича [79], В. В. Мальчевского [81], В.Г. Микеладзе [8;80], С.Я. Наумова [8], K.M. Наджарова [86; 87], О. С. Самойловича [90; 92; 93], Ф.И. Склянского [20], В.Н. Семенова [40], A.C. Устинова [8], В.М. Шейнина [104], И.С. Шумилова

20], Ю.Ф. Шелюхина [8] и ряда других отечественных и зарубежных авторов, учёных ЦАГИ [8] и других авиационных НИИ.

В работах Г.С. Бюшгенса рассматриваются концептуальные направления развития авиационной промышленности. Работы В.М. Шейнина и В.И. Козловского посвящены особенностям весового проектированием и методам расчета моментов инерции магистральных самолётов. В работах М.Ю. Куприкова проведён анализ влияния инфраструктурных ограничений на размерность и компоновку ДМС БП. В работах В.В. Мальчевского предложен матрично-топологический метод синтеза схемы и компоновки самолета. В работах В.З. Максимовича рассматриваются вопросы формирования облика перспективных ДМС. Работы О.С. Самойловича посвящены взаимной увязке и интеграции элементов планера и систем самолета при формировании облика оригинальных схем ДМС БП. В работах М.И. Ионова, В.Н. Семенова произведен анализ влияния различных факторов на облик системы управления самолета. Работы Ф.И. Склянского, В.И. Гониодского, И.С. Шумилова посвящены задачам проектирования систем . управления самолета. Работы K.M. Наджарова посвящены проблемам определения в процессе проектирования картины изменения объемно-тарировочных, центровочных и массово-инерционных параметров топливной баковой системы. В работах P.E. Лампера исследуются виды и задачи флаттера. В работах В.Г. Микеладзе рассматриваются вопросы аэродинамики органов управления. Работы С.Я. Наумова посвящены задачам устойчивости и управляемости магистральных самолетов. В работах В.Я. Бочарова рассматриваются современные актуальные проблемы систем управления и энергетических систем магистральных самолетов. Работы Ю.Ф. Шелюхина посвящены системам улучшения устойчивости и управляемости. В работах Г.В. Александрова, Ю.Г. Живова, A.C. Устинова рассмотрены проблемы и перспективы активных систем управления.

Многообразие схем и вариантов моментно-инерционных компоновочных решений не позволяет исследовать всю область реализуемых компоновок самолета традиционными, не автоматизированными методами. В известных, до настоящего времени, работах, вопросы автоматизированной компоновки самолетов рассматриваются на уровне концепций построения компоновочных схем, или в них описываются конечные результаты применения отдельных компоновочных программ. Стоит отметить, что большинство систем автоматизации статичны и ориентированны на решение узкого класса задач с помощью использования строго ограниченного набора средств современных интегрированных САО/САМ/САЕ систем.

Работами в области автоматизированной компоновки самолета занимались как в нашей стране, так и за рубежом. Среди них следует отметить работы В.В. Мальчевского [79; 80], X. Хаберланда, В.Л. Колесникова и др. Эти разработки были посвящены компоновке самолета в рамках формирования его облика посредством САПР.

В работах В.В. Мальчевского предложена методика автоматизированной продольной компоновки. В данной методике построение математической модели компоновки базируется на следующих допущениях:

• элементы компоновочной цепочки группируются последовательно и без зазоров между собой;

• элементы компоновки устанавливаются перпендикулярно либо продольной оси самолёта, либо к борту пассажирской кабины.

На основании этих допущений в вычислительную программу для ЭВМ вводят процедуры, которые рассчитывают основные размеры элементов компоновки и определяют координаты их положения так, чтобы агрегаты в цепочке размешались плотно друг за другом и вписывались в компонуемый объём. В зонах между цепочками вычислительная программа осуществляет установку компонуемых блоков с заданным шагом. Координаты их положения рассчитываются с учетом условия вписывания в геометрию фюзеляжа, а также обеспечения необходимых расстояний до поперечных перегородок. Возможны различные варианты их установки: блоки кресел устанавливаются перпендикулярно продольной оси самолета, вдоль линии борта кабины, на прямолинейных направляющих. Расчётные процедуры по формированию компоновочных цепочек являются основным элементом диалоговой системы компоновки.

При предложенном подходе возможно решение двух задач компоновки: прямой и обратной. Прямая задача заключается в размещении компонуемого оборудования в заданном объеме. Обратная задача касается вопроса формирования геометрии при заданных исходных данных. Это позволяет сделать вывод о целесообразности применения данного метода при предварительном проектировании.

В автоматизированной системе проектирования самолетов Visual-CAPDA выполненной под руководством X. Хаберланда также имеется хорошо развитый модуль компоновки. Все изменения в компоновке тут же отображаются на виде в плане. Система не проверяет соответствия задаваемых параметров и компоновки в целом нормам FAR, предоставляя пользователю большую свободу действий. Более того, система не проверяет соответствие заданных параметров грузовых отсеков, внешним обводам кабины, допуская выход отсеков за пределы внешних обводов фюзеляжа. В системе содержится база данных по стандартным агрегатам и параметрам. Пользователь может выбрать все компоненты из предлагаемого ему набора и задать их абсолютные координаты.

Таким образом, можно сделать вывод о том, что при создании методик и алгоритмов автоматизированной компоновки самолетов недостаточно внимания уделялось вопросам моментно-инерционной компоновки, в то время как они, определяя меру инертности самолета при вращательных движениях, становятся определяющими для перспективных дальнемагистральных самолетов большой пассажировместимости.

Практическая ценность диссертационной работы

Разработанные методы расчета и модели использованы в созданной, при участии автора, подсистеме формирования облика самолета. Она является современным «инструментом» проектировщика-исследователя для выработки проектных рекомендаций по проектированию дальнемагистральных самолетов большой пассажировместимости.

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

Внедрение результатов

Разработанные методики и модели, алгоритмы и программы, вошедшие в подсистему, внедрены на «НТК ВВС» в/ч 44386.

Основные теоретические положения и некоторые результаты исследования опубликованы автором в научных статьях [30, 31], а также содержатся в тезисах докладов [24 - 29] и выступлениях на международных научно-технических конференциях.

Объем и структура работы

Диссертационная работа состоит из введения, четырех разделов, выводов по работе, списка литературы (116 работ отечественных и зарубежных авторов) и приложения. Общий объем диссертации - 216 страниц, включая 10 таблиц и 77 рисунков.

Основные результаты работы были доложены и обсуждены на ряде научнотехнических конференций и в организациях.

Год Организация Наименование конференции, семинара.

2001 Московский государственный Авиационный технологический университет им. КЗ. Циолковского XXVII Гагаринские чтения

2001 Министерство образовании Российской Федерации Всероссийская молодежная научная конференция «VI КОРОЛЕВСКИЕ ЧТЕНИЯ»

2001 Московский государственный институт электроники и математики (технический университет) Девятая международная студенческая школа-семинар «Новые информационные технологии»

2002 Московский авиационный институт (государственный технический университет) Научный доклад на каф. 101 «Проектирование самолетов»

2003 «НТК ВВС» в/ч 44386 Научный доклад

Основные теоретические положения и некоторые результаты исследования опубликованы автором в научных статьях [30, 31], а также содержатся в тезисах докладов на научно-технических конференциях всероссийского и международного значения [24, 25, 26, 27, 28, 29].

Структура и объем диссертационной работы

Диссертация состоит из введения, четырех глав, выводов, заключения, библиографического списка и приложения. Объём работы составляет 216 страниц, включая 77 рисунков и 10 таблиц. Список литературы содержит 116 наименований.

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

Методика исследования

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

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

Научная новизна

Научная новизна диссертации заключается в создании научно-методического обеспечения, состоящего из методик, алгоритмов и подпрограмм позволяющих проводить анализ влияния моментно-инерционной компоновки на области реализации альтернативных стратегий формирования облика системы управления в канале крена дальнемагистрального самолёта большой пассажировместимости с использованием новых информационных технологий.

Актуальность проблемы

Повышение требований к характеристикам современной авиационной техники обусловило широкий поиск новых проектно-конструкторских решений. Одним из направлений поиска является концепция дальнемагистральных самолетов большой пассажировместимости. В соответствии с запросами рынка пассажирских авиаперевозок, производители авиационной техники приступили к разработке самолетов этого типа (ТУ-4ХХ, КР-860, А-380 и т.д.).

Разработка таких самолетов на современном уровне требует решения целого ряда научно-технических задач, среди которых можно выделить:

-учет инфраструктурных ограничений и ограничений по наземному обслуживанию в местах предполагаемого базирования самолёта;

-создания системы безопасного покидания самолёта пассажирами; -обеспечение проведения антитеррористических мероприятий; -анализ влияния растущих моментов инерции на облик системы управления; -анализ энергопотребления системы управления;

-определение инерционных нагрузок на самолет при вращательных эволюциях; -исследование устойчивости и управляемости самолета; -учет влияния инерции конструкции планера на собственные частоты колебаний и т.д. Одной из основных задач является обеспечение управляемости перспективных самолетов этого класса. При увеличении размеров самолета взлетная масса, как известно, растет пропорционально кубу линейного размера, моменты же инерции пропорционально пятой степени, что непосредственным образом сказывается на управляемости. Решение этой проблемы в рамках отделов систем управления зачастую оказывается неэффективным, и требует более широкого подхода.

Необходимо отметить, что одновременно со снижением моментов инерции актуальной задачей является обеспечение стабильности моментов инерции самолета в течение полета.

На основании проведённого анализа существующих работ, можно сделать вывод о том, что при создании методик и алгоритмов автоматизированной компоновки самолетов недостаточно внимания уделялось вопросам моментно-инерционной компоновки, в то время как они становятся определяющими для перспективных дальнемагистральных самолетов большой пассажировместимости.

Цель работы

Состоит в снижении сроков и повышении качества проектных работ на этапе согласования моментно-инерционного облика самолета с возможностями системы управления в канале крена.

Достижение поставленной цели осуществлено на основе решений следующих задач:

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

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

- Разработать новые и модифицировать существующие модели необходимые для этапа согласования моментно-инерционной компоновки с возможностями системы управления в канале крена;

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

- Провести на базе подсистемы проектные исследования по выявлению рациональных значений параметров и схем компоновки топлива и двигателей;

- Анализируя полученные результаты выработать рекомендаций по моментно-инерционной компоновке.

Методика исследования

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

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

Научная новизна диссертации заключается в создании научно-методического обеспечения, состоящего из методик, алгоритмов и подпрограмм позволяющих проводить анализ влияния моментно-инерционной компоновки на области реализации альтернативных стратегий формирования облика системы управления в канале крена дальнемагистрального самолёта большой пассажиров-местимости с использованием новых информационных технологий.

На основе которых в данной диссертационной работе выявлены специфические задачи компоновки топлива и двигателей на основе их анализа разработаны модели агрегатов и предложен метод расчета моментов инерции самолета в первом приближении. Выявлены закономерности между параметрами в альтернативных вариантах компоновки топлива и двигателей в крыле и моментно-инерционными характеристиками самолета, а также определены области существования компоновочных решений и зоны применения альтернативных подходов к формированию облика системы управления.

Практическая ценность

Разработанные методы расчета и модели использованы в созданной, при участии автора, подсистеме формирования облика самолета. Она является современным «инструментом» проектировщика-исследователя для выработки проектных рекомендаций по проектированию дальнемагистральных самолетов большой пас-сажировме стимости.

1. Авиационная медицина: (Руководство)/ Под ред. Н.М.Рудного, П.Н.Васильева, С.А.Глазунова. - М. : Медицина, 1986г. - 580с.

2. Авиация. Энциклопедия. М.: "Большая российская энциклопедия", ЦАГИ, 1994г.-448с.

3. Акопов М.Г., Дудник М.Н. Расчет и проектирование авиационных систем индивидуального жизнеобеспечения. М.: Машиностроение, 1985г. - 232с.

4. Анцелиович Л.Л. Надежность, безопасность и живучесть.-М.: Машиностроение, 1985г. 232с.

5. Анцелович Л.Л. «Надежность, безопасность и живучесть самолета» Машиностроение 1985г. 296с.

6. Арепьев А.Н. Концептуальное проектирование магистральных пассажирских самолетов. Выбор схемы и параметров. Учебное пособие к курсовому проектированию по дисциплине «Проектирование самолетов». М. 1996г. - 96с.

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

8. Аэродинамика и динамика полета магистральных самолетов. / Под ред. Г.С. Бюшгенса, Издательский отдел ЦАГИ 1995г. - 772с.

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

10. A.А.Михайлюк и др., Под ред. Г.А.Колесникова. М. : Машиностроение, 1993г.-544с.

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

12. B.В.Андриевского. М.: Машиностроение, 1985г. - 360с.11 .Белянин П.Н. Производство широкофюзеляжных самолетов. М. : Машиностроение, 1979г. - 360с.

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

14. Брусов B.C., Баранов С.К. Оптимальное проектирование летательных аппаратов: Многоцелевой подход. М.: Машиностроение, 1989г. - 232с.

15. Войт Е.С., Ендогур А.И., Мелик-Саркисян З.А., Алявдин И.М. Проектирование конструкций самолетов. М.: Машиностроение, 1987г. 415с.

16. Володин В.В., Лисейцев Н.К., Максимович В.З. Особенности проектирования реактивных самолетов вертикального взлета и посадки. М.: Машиностроение, 1985г. -224с.

17. Володин В.В., Максимович В.З. и др. Характеристики транспортных самолетов вертикального взлета и посадки. Рига: изд-во РКИИГА, 1972г.-238с.

18. Гаврилов В.Н. Автоматизированная компоновка приборных отсеков летательных аппаратов. М.: Машиностроение, 1988г. 136с.

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

20. Гилерсон А.Г. Эффективность реверсивных устройств при торможении самолетов. М.: Машиностроение, 1995г. - 192с.

21. Гониодский В.И., Склянский Ф.И., Шумилов И.С. «Привод рулевых поверхностей самолетов» Машиностроение 1974г. 320с.

22. Горощенко Б.Т., Дьяченко A.A., Фадеев H.H. Эскизное проектирование самолета. —М.: Машиностроение, 1970г. 332с.

23. Гребеньков OA. Конструкция самолетов. М.: Машиностроение, 1984.- 240с.

24. Давыдов Ю.В., Залыгарев В.А. Геометрия крыла: Методы и алгоритмы проектирования несущих поверхностей. М.: Машиностроение, 1987г. 136с.

25. Долгов О.С. "Среднемагистральный модифицируемый грузопассажирский самолет". Тезисы докладов всероссийского конкурса выставки "КОМПЬЮТЕРНЫЙ ИНЖИНИРИНГ", Москва "НИЦ АСК" 2001г.

26. Долгов О.С. Анализ влияния моментно-инерционной компоновки даль-немагистрального самолета на облик системы управления. Тезисы докладов 3-ей международной конференции «Авиация и космонавтика — 2004», Москва, МАИ 2004.

27. Долгов О.С. «Влияние геометрических параметров компоновки топливных баков и двигателей, на облик системы управления самолета вканале крена». Статья в «Прикладная геометрия» №7-15 2005г. p.c. №019164 от 29.07.99г.

28. Дж. К. Джонс, «Методы проектирования» Москва, Мир 1986г.

29. Егер С.М., Лисейцев Н.К., и др. Проектирование самолетов М.: Машиностроение, 1983г. - 616с.

30. Егер С.М., Лисейцев Н.К., Самойлович О.С. Основы автоматизированного проектирования самолетов. М.: Машиностроение, 1986г. 232с.

31. Егоров Ю.Н. Оценка потребной ширины ВПП для пассажирских самолетов. Тематический сборник научных трудов. Выпуск 394. Москва. МАИ, 1977г.-С.49-55

32. Житомирский Г.И. Конструкция самолетов. -М.'Машиностроение, 1991г.-400с.

33. Зайцев В.Н., Рудаков В.Л. Конструкция и прочность самолетов. Киев: Вища школа, 1978г. 487с.

34. Г.И.Глушков и др. Изыскание и проектирование аэродромов: Учеб. для вузов/ М.: Транспорт, 1992г. - 463с.

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

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

37. Кестельман В.Н., Федоров A.B. «Механизмы управления самолетом» Машиностроение 1987г. 184с.

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

39. Кожевников Ю.В. Статическая оптимизация летательных аппаратов. -М.: Машиностроение, 1978г. 173с.

40. Куприков М.Ю. Выявление влияния ограничений по базированию на методику автоматизированной компоновки самолета. Москва, МАИ, каф. 101. Отчет о НИР 68160-01101. 1995г- 165с.

41. Куприков М.Ю. Систематизация матриц конструктивно-компоновочных решений, обеспечивающих ограничения по базированию. Москва, МАИ , каф. 101. Отчет по НИР ПБ-111 Этап 2, 1996г.-25с.

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

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

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

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

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

47. Куприков М.Ю., Максимов C.B. Система автоматизированного формирования облика дозвукового пассажирского самолета. Тезисы докладов V Международной школы-семинара «Новые информационные технологии» Москва, МГИЭМ, Украина, г. Судак, 1997г. С.83.

48. Лебедев A.A., Аджимамудов Г.Г. . «Основы синтеза систем летательных аппаратов» МАИ 1996г. 444с.

49. Лернер М.А. и др. Системы управления вертикально взлетающих самолетов. М.: ЦАГИ, 1966г. - 81с.(Труды ЦАГИ; N 187).

50. Лещинер Л.Б., Ульянов И.Е., Тверецкий В.А. Проектирование топливных систем самолета. —М. : Машиностроение, 1991г. 320с.

51. Лисейцев Н.К. Развитие теории и методов проектирования самолетов на базе новых информационных технологий. Диссертация на соискание ученой степени доктора технических наук. — М.: МАИ, 1992г., 325с., ДСП.

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

53. Лисейцев Н.К., Куприков М.Ю., Максимович В.З, Орестов И.А. и др. Разработка моделей и методов синтеза компоновочных схем СВВП с использованием элементов базы данных. Москва, НИЧ МАИ, 1992г. Отчет о НИР 55630, раздел 3 , книга 1, -295с.

54. Лисейцев Н.К., Максимович В.З., Куприков М.Ю. и др. Программная реализация и отладка первой версии автоматизированной компоновки маневренных ЛА.- М.: МАИ, Отчет о НИР 35690 001-0ГП",Этап 3, 1990г.- 40с.

55. Лисейцев Н.К., Максимович В.З., Куприков М.Ю. и др. Разработка методического и программного обеспечения второго фрагмента комплекса "ПС".- М.: МАИ,Отчет о НИР 001-0ГП", Этап 8, Гос. per. N У40294, 1988г.-С. 97-191, ДСП.

56. Лисейцев Н.К., Максимович В.З., Куприков М.Ю. и др. Разработка моделей и алгоритмов функциональных блоков САПР самолетов с различным типом взлета. -М.: МАИ, Отчет о НИР 001-01"П", Этап 1.6.2, Гос. per. N У40294, 1989г. С. 100-171, ДСП.

57. Лисейцев Н.К., Максимович В.З., Куприков М.Ю. и др. Разработка Моделей и методов синтеза компоновочных схем СВВП с использованием элементов базы данных. М.: МАИ, Отчет о НИР 001-01"П", Этап 1.7.2, Гос. per. N У40294, 1990г. - С. 11-33, ДСП.

58. Лисейцев Н.К., Максимович В.З., Куприков М.Ю. и др. Разработка специфических элементов СВ/УВП для наполнения базы данных. М.: МАИ, Аннотационная справка о НИР 001-01"П", Этап 1.7.1, Гос. per. N У40294, 1990г.-С. 11-33, ДСП.

59. Львов В.П. Автоматизированные системы анализа и оценки вариантов компоновочных схем самолетов. -М.: МАИ, 1982г. 54с.

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

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

62. Микеладзе В.Г., Титов В.М. Основные геометрические и аэродинамические характеристики самолетов и ракет: Справочник. М.: Машиностроение, 1990г.- 144с.

63. Морозов В.И., Пономарев А.Т., Рысев О.В. Математическое моделирование сложных аэроупругих систем. — М.: Физматлит, 1995г. 736с.

64. Мунин А.Г. и д.р. Авиационная акустика. М.: Машиностроение, 1973г. - 448с.

65. Мунин А.Г. и д.р. Авиационная акустика: В 2-х ч.- М.: Машиностроение, 1986г. 248с.

66. Наджаров K.M., Бородин А.Я. «Применение ЭЦВМ при анализе топливной системы самолета» сборник «Теория и практика проектирования пассажирских самолетов», издательство «Наука», Москва 1976г.

67. Наджаров K.M. «Матричные формулы объемной аппроксимации», сборник «Кибирнетика графики и прикладная геометрия поверхностей». Труды МАИ, 1969г., №191, вып. 3.

68. Нечаев Ю.Н., Кобельков В.Н., Полев A.C. Авиационные турбореактивные двигатели с изменяемым рабочим процессом для многорежимных самолетов. М.: Машиностроение, 1988г. - 176с.

69. Рудис В.И. «Полуавтоматическое управление самолетом» Машиностроение 1978г. 152с.

70. Самойлович О.С. Формирование облика самолета в системе автоматизированного проектирования. М.:Воениздат, 1980г. - 140 е., ДСП.

71. Системы оборудования летательных аппаратов. / Под ред. А.М.Матвеенко и В.И.Бекасова, М.: Машиностроение, 1986г. - 368с.

72. Смирнов H.H., Чинючин Ю.М. Эксплуатационная технологичность летательных аппаратов: Учебное пособие для вузов. — М.: Транспорт, 1994г.- 256с.

73. Соболев ДА. Самолеты особых схем. М.: Машиностроение, 1989г. -176с.

74. Стригунов В.М. Расчет на прочность фюзеляжей и герметических кабин самолетов. М.: Машиностроение, 1974г. - 288с.

75. Стригунов В.М. Расчет самолета на прочность. М.: Машиностроение, 1984г.-376с.

76. Техническая информация ЦАГИ за 1970-2003 года.

77. Технология самолетостроения. / Под общ. ред. А.Л.Абибова М.: Машиностроение, 1970г. - 599с.

78. Тихомиров В.И. Организация, планирование и управление производством. М.: Машиностроение, 1985г. - 548с.

79. Хачатуров Г.А. , Матвеенко A.M. и д.р. Аэродромные системы торможения самолетов. М.Машиностроение, 1984г.

80. Хорафас Д., Легг С. Конструкторские базы данных. М.: Машиностроение, 1990г. - 224с.

81. Шейнин В.М., Козловский В.И. Весовое проектирование и эффективность пассажирских самолетов. Т. 1,2. М.: Машиностроение, 1977г.-208с.

82. Шкадов Л.М. , Андронов A.C., Лазарев В.В., и др. Основные принципы построения системы проектирования самолета с использованием ЭВМ. Труды ЦАГИ, вып.2021.- М.: ЦАГИ, 1979г.

83. Югов O.K., Селиванов О.Д. Основы интеграции самолета и двигателя. / Под общ. ред. O.K. Югова. М.: Машиностроение, 1989г. - 304с.107. ICAO, Annex 14 (Airports)

84. Janets Aircraft, 1993-2003109. Jane's Airport Equipment

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

86. 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

87. 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

88. Kuprikov M.; Untersuchung des Einflusses infrastruktureller Restriktionen auf den Entwurfprozess von Flugzeugen. Universität Schtuttgart.1996. 81 Seiten.

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

90. Roskam, J.; Airplane Desing, l-8Bahnd, 1980-1990, Kanzas

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