Долгов О.С. Моментно-инерционный фактор в формировании облика самолета (1015809), страница 2
Текст из файла (страница 2)
Формирование новых методов определения моментов инерции самолета вцелом и отдельных агрегатов, на ранних этапах проектирования.5. Выявление и систематизацию схемных и конструктивно-компоновочныхрешений, обеспечивающих снижение требований к системе управления самолетомпри работе на аварийных режимах;6. Создание на основе разработанных моделей и алгоритмов программногокомплекса позволяющего проводить анализ моментно-инерционной компоновки«Моментно инерционный фактор» свидетельство о государственной регистрациипрограммы для ЭВМ №2011610197.Достоверность полученных результатов обеспечивается тестированиемпрограммного комплекса при расчете реальных самолетов и сопоставления ихс фактическими данными.
Отклонение характеристик физических иматематических моделей не превышает 5%.Внедрение результатов работы. В настоящее время результаты работывнедрены на ряде конструкторских бюро и предприятиях авиационнойпромышленности, таких как: ОАО «ТАНТК им. Г.М. Бериева», ОАО «ОКБАвиационный комплекс им. С.В.
Ильюшина», ОАО «Туполев» и др., а также вучебный процесс кафедры «Проектирование самолетов» МАИ.-5Апробация работы. Основные результаты работы были доложены иобсуждены на ряде научно-технических конференций и в организациях.ГодОрганизация, наименование конференции, семинараВид доклада2003 «НТК ВВС»Научный доклад2005 МАИ кафедра «Проектирование самолетов»Научный доклад2008 ОАО «ТАНТК им. Г.М. Бериева»Научный докладМежотраслевой молодежный научно-технический форум2010Научный доклад«Молодежь и будущее авиации и космонавтики-2010»2010 ООО «АСА»Научный докладНаучно практическая конференция молодых ученых2010Научный доклад«Инновации в авиации и космонавтике-2010»МАИ кафедра «Проектирование специальных2011Научный докладавиационных комплексов»2011 ОАО «Авиационный комплекс им.
С.В. Ильюшина»Научный доклад«4TH EUROPEAN CONFERENCE FOR AEROSPACE2011 SCIENCES (EUCASS)» AIR & SPACE ACADEMY ,Научный докладЦАГИ2011 МАИ кафедра «Проектирование самолетов»Научный доклад2011 ОАО «ТАНТК им. Г.М. Бериева»Научный докладОсновные теоретические положения и некоторые результаты исследованияопубликованы автором в монографии [12], в научных статьях [6, 7, 11, 13, 19-34], атакже содержатся в тезисах докладов на научно-технических конференцияхвсероссийского и международного значения [1-5, 8, 10, 14-18, 25].Структура и объем диссертационной работы. Диссертация состоит извведения, трех разделов, выводов, заключения, библиографического списка иприложения.
Объём работы составляет 341 страницу, включая 142 рисунка и 32таблицы. Список литературы содержит 109 наименований.СОДЕРЖАНИЕ РАБОТЫПервый раздел состоит из трех глав. В первой главе проводитсяанализ особенностей формирования моментно-инерционного облика (рис.1)летательных аппаратов.Период конца 60-х - начала 70-х дал авиации целое семействоширокофюзеляжных пассажирских самолетов А310/А340, ИЛ-86, DC-10, В747200/300.
На этих примерах можно проанализировать диалектику решенияпроблемы формирования моментно-инерционного облика, стоящую передсоздателями перспективных самолетов. Так, даже для самолетов относительнонебольшой размерности (первые варианты Ту-22М), недостаточно подробнаяпроработка особенностей моментно-инерционной компоновки самолета в целом, исогласование расположения силовой установки в пространстве относительноцентра масс и возможностей системы управления в частности, привело квозникновению ряда проблем с управляемостью в канале тангажа, что в своюочередь потребовало внесения значительных изменений в облик самолета.-6-Рис.
2. Объектыавиационной техникив пространствемоментно-инерционныхпараметровНа рисунке 2 эти самолеты и другие типы летательных аппаратов показаныв пространстве моментно-инерционных параметров: взлетная масса самолета,размах крыла или длина фюзеляжа, соотношение посадочного момента инерциитоплива к взлетному или момента инерции целевой нагрузки соответственно.Анализ этого пространства позволяет выявить самолеты, имеющие как большуюразмерность и большую взлетную массу, так и самолеты, имеющие значительноеизменение массы топлива или целевой нагрузки в течение полета, для которыхзадача корректного формирования моментно-инерционного облика позволитвыполнить проектные задачи на качественно более высоком уровне.-7Вторая глава посвящена постановке задачи исследования и рассмотрениюограничений, которые накладываются на формирование моментно-инерционногооблика самолетов.В обобщенном виде проектная задача отыскания рациональных значенийпараметров облика самолета представляется как задача многокритериальнойдискретной оптимизации.
Ее в общем виде можно сформулировать так: определитьвектор конструктивных параметров Х*∈ Хдоп, где Хдоп — множество допустимыхвариантов проектно-конструкторских решений. Вектор конструктивных параметровХ* состоит из элементов, которым соответствуют набор минимальных значений вматрице целевых показателей P(γ1; γ2; γ3; m 0 ), связывающей параметры ихарактеристики проекта X на множестве ограничений U:*(1)X = Arg min F(x, p, u)где:∈X∈UP = P(γ1; γ2; γ3; m 0 )расппотрγ 1 = M OZM OZрасппотрγ 2 = M OXM OXрасппотрγ 3 = M OYM OYM расп ; M потрm0 = f (mкр ; mф )- матрица проектно-конструкторских решений;- область ограничений, характеризующая текущийнабор конструктивных решений;- матрица целевых показателей;- безразмерный показатель степени управляемостисамолета по тангажу;- безразмерный показатель степени управляемостисамолета по крену;- безразмерный показатель степени управляемостисамолета по курсу;- располагаемые и потребные моменты дляуправления самолетом;- взлетная масса самолета;mф = f (nдв; mдв;iдв; mт;iт; mкн;i кн )- относительная масса фюзеляжа;mкр = f (nдв ; mдв ; iдв ; mт ; i т ; mкн )- относительная масса крыла;X = X ( nдв ; m дв ; i дв ; m т ; i т ;m кн ; i кн ; Cсур ; Pсур )nдв- матрица конструктивныхпараметров текущего проекта;m дв ; i дв- количество двигателей;- относительная масса и радиус инерции силовойустановки;m т ;iт- относительная масса и радиус инерции топлива;mкн ; i кн- относительная масса и радиус инерциикоммерческой нагрузки;- структура и параметры системы управления.Cсур; Pсур-8Оценка вариантов осуществляется с помощью частных показателейэффективности самолета.
Анализ этих показателей позволяет уже на раннихэтапах формирования облика самолета отбросить заведомо неэффективныепроекты и сосредоточиться на оптимизации проектов, обладающих лучшимичастными критериями. При этом часть требований можно удовлетворить, заложивих в методику компоновки.На каждом этапе проектирования, наряду с частными показателямиэффективности, как правило, можно выделить несколько критериев, носящихконцептуальный характер, нерациональность которых приводит к однозначнойнерациональности технического решения.
Например, если момент отклонилсяболее чем на 50% от исходного рубежа, то, с точки зрения системы управления иинерционных нагрузок, можно однозначно утверждать, что такой вариант нерационален. Как правило, основные параметры выбираются на основании этихчастных критериев. Их доминантный характер позволяет сконцентрироватьсяименно на их оптимизации, а остальные критерии рассматривать как поверочные.При проведении исследований в качестве целевых функцийрассматриваются:m0- взлетная масса самолета;mф = f (m цн ; m дв ; nдв )- относительная масса фюзеляжа;mкр = f (nдв ; mдв ; i дв ; mт ; i т ; mкн )- относительная масса крыла;γ = M расп / M потр- безразмерные показатели степениуправляемости самолета;где:M расп - располагаемый момент на управление самолета относительновыбранной оси;потрпотребный момент инерции самолета относительноMвыбранной оси.Критерий γ = M расп / M потр равен отношению величин располагаемых ипотребных моментов, и определяет степень управляемости самолета относительносоответствующей оси.Выбор объясняется тем, что он, являясь частным критериемэффективности, наглядно отражает влияние объемно-весовой компоновки иэффективность использования выбранной стратегии формирования обликасистемы управления:(γ≥ 1) ⇒ ( M расп ≥ M потр ) ⇒ ∑ P i (δ i ) ⋅ r i ωɺ ≥ ∫∫∫ r 2 dm ixyz(2)Использование моментно-инерционных показателей в качестве критериевоценки совершенства самолета не противоречит общепринятому подходу к оценкечерез весовые характеристики.
Поскольку каждый лишний килограмм массыагрегата, имеющий ненулевой радиус инерции, приводит к увеличениюинерционности всего самолета, что в свою очередь вызывает увеличение-9инерционных нагрузок. Для параметров распределения массы вдоль оси OZкритичными могут оказаться вращательные эволюции самолета или посадка.Помимо роста нагрузок происходит увеличение массы и энергопотреблениясистемы управления.Рис. 3.
Выборсхемных решенийпри решениипрямой задачипроектированияТакже в качестве критериев рассматривается взлетная масса самолета,относительная масса фюзеляжа и крыла, использование этих критериевпозволяет оценить весовое совершенство рассматриваемых альтернативныхвариантов проекта.По результатам анализа исходных данных, полученных на этапевнешнего проектирования, формируется множество требований и ограниченийU=U(ui).
Размерность вектора i определяется заданием на проект. Те требования,которые носят вербальный характер, необходимо заменить их математическимиэквивалентами. На рис.3 представлена схема, отражающая методику поискаэлементов вектора схемных решений, позволяющих удовлетворить множествутребований и ограничений U=U(ui ).Эти зависимости характеризуют каждое проектно-конструкторскоерешение хij, записанное ранее в матрицу проектно-конструкторских решений [Хij]в вербальном виде. Число таких матриц и их характеристический состав- 10 определяется проектировщиком индивидуально для каждого конкретного случая.Результатом работы на этом этапе являются выявленные альтернативныевекторы рациональных схемных решений.
Синтезированные новые схемныерешения, как правило, являются результатом разрешения диалектическихпротиворечий. Поиск нового решения – это, прежде всего, глубокий анализпреимуществ и недостатков старых и синтез, на их базе, нового решения,являющегося результатом решения поставленной задачи на новом техническомуровне. Таким образом, для корректного решения задачи проектированиясамолета необходимо отыскание допустимого вектора проектных параметров Х,что в нашем случае требует решения системы уравнений увязки облика самолета,которая в обобщенном виде может быть записана следующим образом (3).∑j m j ( x) − 1 = 0,∑j m j ( x) * g − ∑i P0XYZ i = 0,XYZ ∑ m j ( x) * g * R j − ∑ P0 i * Ri = 0,ji2XYZ∑ m j ( x) * g * R j * ε XYZ − ∑ P0 i * Li = 0,i j(())(где:)(P )– вектор силы i-ой поверхности системы управления;mj– масса j-го элемента самолета;g– ускорение свободного падения;Ri– радиус-вектор i-го элемента;XYZ0iRjLiε XYZ(3)– радиус-вектор центра масс j-го элемента самолета;– плечо органов управления;– угловое ускорение.Полученная система уравнений представляет собой систему четырехнелинейных уравнений относительно параметров увязки облика самолета, вкачестве которых выступают радиус-векторы точек привязки агрегатов и органовэнергетических систем.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
