Долгов О.С. Моментно-инерционный фактор в формировании облика самолета (Моментно-инерционный фактор в формировании облика самолета), страница 6

Снятие неопределенности относительно положения центрамасс самолета упрощает компоновку агрегатов, имеющих ограничения на ихразмещение по отношению к ЦМ. К числу таких агрегатов относятся шасси, крыло,топливные баки, коммерческая нагрузка и т.д. Это обстоятельство вносит измененияв порядок и процедуру компоновки агрегатов и систем самолета, которая условноразбита на несколько этапов. В развернутом виде этот процесс можно представитьследующим образом (таблица 1):- 26 Таблица 1Этапы формированиямоментно-инерционного облика самолетаВлияние на моментноинерционныехарактеристикиJxЭтап компоновкиАэродинамическаяJzV∞Jyu∈UТребования иограниченияВыявлениекомпонуемых сечений, наосновании количества пассажировэкономического классаJxJzJzПродольная компоновка палубJzГрузопассажирская компоновкафюзеляжаJzLХВ.ЧГеометрические параметрыфюзеляжаLР.ЧLН.ЧКомпоновка силовой установки итопливных баковJxИнтегральная оценка моментно-Jxинерционных характеристикJzJy = f(Jx +Jz)Проверка на уровне ТЗJzJyСамолёт = f(ТЗ)Jxyz- 27 В рамках каждого этапа, составляющего замкнутый цикл, описанныйформальными моделями уравнений увязки агрегатов, определяются координатыпривязки этих агрегатов.

Уравнения связаны процедурами компоновки, совокупностькоторых и позволяет дать решение системы уравнений увязки облика самолета.В рамках формирования моментно-инерционного облика самолета этапыкомпоновки целевой нагрузки, топливных баков и силовой установки неразрывносвязаны между собой, поскольку они вносят наибольший вклад в формированиемоментов инерции, как с точки зрения количественного значения, внося в отдельныхвариантах компоновки до 40% от общего момента инерции относительно заданной оси,так и с точки зрения качественного - эти агрегаты, имеют определенную свободуперемещения собственного центра масс, и могут, за счет изменения параметровкомпоновки, концептуально изменить моментно-инерционный облик самолета.В седьмой главе приведены математические аспекты прикладного анализамоментно-инерционной компоновки и облика системы управления.

Анализструктуры процедур моментно-инерционной компоновки и формирования обликасистемы управления для перспективных самолетов рассматриваемых классов,проведённый в диссертации, показывает, что отыскание вектора конструктивныхпараметров Х * ∈ Х ДОП , где Х ДОП - множество допустимых вариантов проекта,есть сложная многокритериальная задача, которая рассмотрена в первой главедиссертации. В общем виде её можно представить так: определить векторконструктивных параметров Х * , состоящий из элементов, которым соответствуетминимальное значение целевой функции F(p; x; u), связывающей параметры ихарактеристики проектов на множестве ограничений.В восьмой главе приведено описание разработанной системыавтоматизированного формирования моментно-инерционной компоновки.Как было показано выше, определяющим условием успешного созданиямоментно-инерционного облика самолета является рациональная моментноинерционная компоновка с точки зрения получения стабильных моментноинерционных показателей удовлетворяющих потенциальным возможностямвыбранного типа системы управления.

Эти особенности не позволяют в полной мереприменить изложенные во введении подходы к автоматизированному проектированию,и требуют модификации процесса автоматизированного проектирования самолетов.Решение данной задачи требует разработки соответствующих моделей, методик,алгоритмов и программных комплексов позволяющего производить оценку и синтезмоментно-инерционного облика самолета на ранних этапах проектирования, такимобразом, были созданы два программных комплекса.Разработанный программный комплекс «Моментно-инерционный фактор»,государственный регистрационный номер №2011610197, позволяет выполнять синтез(рис.

9) альтернативных вариантов моментно-инерционных компоновок самолета,визуально отображая изменение значения любого параметра на экране монитора.- 28 -Рис. 9. Схема автоматизированного синтезамоментно-инерционной компоновки самолетас учетом характеристик системы управления- 29 В девятой главе диссертации проведены проектные исследования поопределению влияния параметров моментно-инерционной компоновки на обликперспективных самолетов.В первой части девятой главы рассмотрены учитываемые факторы идопущения принятые в рамках исследования.

Исследования были проведены намножестве вариантов структурных и компоновочных решений (рис. 10 и 11) и ихкомбинации с альтернативными стратегиями формирования облика каналовуправления отражающими номенклатуру элементов и матрицу схемных признаковсистемы управления, влияющих на изменение эффективности работы системыуправления при функционировании на альтернативных (аварийных) режимах работы.Во второй части девятой главы выявлено влияние компоновочных зонтоплива и двигателей на изменение моментно-инерционных характеристик втечение полета. В зависимости от параметров моментно-инерционной компоновкитоплива и двигателей момент инерции самолета относительно оси OX можетменяться в 1,5 - 2,5 раза в процессе выработки топлива, что непосредственнымобразом отражается на степени управляемости самолетом. Необходимо отметить,что характер изменения моментов инерции также зависит от последовательностивыработки топливных баков.

Анализ существующих решений показывает, что длябольшинства самолетов общий алгоритм выработки топлива носит примерноодинаковый характер, отраженный на рисунке 12.Для каждого из рассмотренных альтернативных вариантов компоновкисформированы графо-аналитические зависимости, отражающие область существованиясамолета и зависимость целевой функции управляемости от параметров текущегопроектного решения по дальности полета.

В совокупности это позволило сформировать,объемный график, который представлен на рисунке 18, определяющий областиреализуемых значений критерия управляемости γ . Данная зависимость формируетобласть существования самолета и позволяет оценить зависимость целевой функцииуправляемости одновременно от нескольких параметров: оставшейся массы топлива подальности полета и параметров компоновки двигателей. Необходимо отметить, что втечение полета может меняться как потребный момент, в процессе выработки топливаили изменения целевой нагрузки, для пожарных гидросамолетов, так и располагаемый, вслучае перехода системы управления на резервные или аварийные режимы работы.При этом избыточная управляемость на основных режимах работы системыуправления успешно компенсируется автоматикой, в том числе за счет обратных связей,а при переходе на аварийные не автоматизированные режимы желательно, обеспечитьстабильные и ожидаемые летчиком значения γ .Рассмотренные зависимости позволяют говорить о высоком приоритетекомпоновки топливных баков при решении проектных задач связанных сформированием моментно-инерционного облика самолета.- 30 -Рис.

10. Альтернативные вариантымоментно-инерционной компоновкитоплива и двигателей в крыле- 31 -Рис. 11. Анализ вариантов моментно-инерционнойинерционной компоновкикоммерческой нагрузки в фюзеляжеВ третьей части девятой главы рассмотрено влияние компоновочных зонкоммерческой нагрузки на изменения моментно-инерционныхинерционных характеристик.характеристикВ наибольшей степени на моментно-инерционныеинерционные характеристикиотносительно оси OZ, для самолетов классической схемы, управляемоеуправлияниеоказывает масса коммерческой нагрузки и ее размещение. Зависимость отрасположения двигателей и топливных баков проявляется на уровне выбора схемырасположения этих агрегатов и в дальнейшем слабо зависит от геометрическихпараметров компоновки, поэтому их приращение ∂ i j 2 ∂ m o при анализе малыхприращений можно принять равным нулю.Величина момента инерции коммерческой нагрузки может составлять от 20%до 60% от суммарного значения момента инерции по оси OZ всего самолета (рис. 13).Так же значительное влияние на моментно-инерциальнуюинерциальную компоновкукомпонов по оси OZоказывает фюзеляж 25-50%, в несколько меньшей степени – горизонтальное ивертикальное оперение.Для уменьшения значений момента инерции относительно OZ необходимонеобходимо:- снижать массу конструкции фюзеляжа и оперения за счет применениякомпозиционных материалов;летающему крылу».- увеличивать диаметр фюзеляжа, т.е.

приводить облик самолета к «летающему- 32 -Рис. 12. Анализ влияния компоновкина стабильность моментно-инерционных показателей1 – взлетная конфигурация mком= max, mтоп= max;2 – перегоночная конфигурация: mком= 0, mтоп= max;3 – посадка с полной загрузкой mком= max, mтоп= 5-10%*mтопmax;4 – посадка пустого самолета mком= 0, mтоп= 5-10%*mтопmax .Рис. 13. Анализ моментно-инерционного обликаи степени изменения моментов инерции, относительно оси OZ,в зависимости от конфигурации самолета(от текущей массы топлива и коммерческой нагрузки,в случае предельно переднего размещения коммерческой нагрузки)- 33 Это позволит уменьшить радиус инерции фюзеляжа и коммерческойнагрузки, при сохранении массы, относительно оси OZ, снизит нагрузки на системууправления в продольном канале, что в свою очередь благоприятно отразится намассовых характеристиках.В четвертой части девятой главы исследованы тенденции изменениямоментно-инерционного облика на этапах формирования структурной схемы самолета.В допустимых диапазонах компоновки моменты инерции относительноразных осей имеют принципиально различное влияние на облик самолета, напримерприращение массы конструкции самолета непосредственным образом зависит как от Ioxтак и от Ioz (рис.14) эти зависимости описываются производными:∂m k∂m k< 0;?0∂ i кр∂ m кр∂m k∂m k>> 0∂ iф∂m ф(21)Отрицательные значения производной массы конструкции самолета поприращению момента инерции относительно оси ОХ объясняются, тем, что втипичных ситуациях увеличение момента инерции относительно оси ОХ, за счетувеличения радиуса инерции приводит к более равномерному распределению массысамолета вдоль размаха крыла, что в свою очередь позволяет снизить массуконструкции.

Увеличение момента инерции относительно оси ОХ за счетувеличения массовой составляющей носит более сложный характер, но, в целом,если это увеличение связано с разгрузкой фюзеляжа, то оно также приводит кснижению массы конструкции в целом, т.е. (22):∂m k∂m k>∂m ф ↓∂ m кр ↑(22)С другой стороны аналогичное увеличение моментов инерцииотносительно оси OZ приводит к увеличению изгибающего момента в фюзеляже,как за счет увеличения радиуса инерции, так и за счет роста массы, что неизбежнотребует увеличения массы конструкции фюзеляжа и самолета в целом.В результате анализа этих зависимостей (рис. 15) был полученпараметрический ряд (рис.16), отражающий эволюционное развитие в моментноинерционном облике самолетов, связанный как с ростом массы самолетов, так и сизменениями в структурно-компоновочном облике, что отражает постепенноеувеличение моментов инерции относительно оси ОХ, в крайних значениях этогоряда находятся с одной стороны магистральные узкофюзеляжные самолеты первыхпоколений, а с другой перспективные самолеты нетрадиционных вариантовкомпоновки – летающее крыло, а на современном этапе широко представленыпромежуточные решения в виде широкофюзеляжных самолетов нормальнойаэродинамической схемы.Отечественный и зарубежный опыт проектирования магистральныхсамолетов подтверждает, что с увеличением относительного радиуса инерциисамолета относительно оси ОХ происходит общее снижение массы самолета, за счетразгрузки крыла, а при увеличении относительного радиуса инерции относительнооси OZ происходит увеличение массы самолета.