Долгов О.С. Моментно-инерционный фактор в формировании облика самолета (1015809), страница 3

Просмтор этого файла доступен только зарегистрированным пользователям. Но у нас супер быстрая регистрация: достаточно только электронной почты!

Текст из файла (страница 3)

Решение такой системы традиционными методамипредставляется затруднительным, так как число агрегатов, координаты привязкикоторых необходимо найти, составляет уже на (i+2) уровне k >3000. Поэтому,для ряда типов летательных аппаратов число уравнений в системе сокращают,представляя требования, накладываемые этими уравнениями в виде ограниченийи фактически сводя систему уравнений к решению уравнения массового баланса.Однако для некоторых типов перспективных самолетов, таких каксамолеты вертикального взлета и посадки, пожарных гидросамолетов, а такжедальнемагистральных самолетов большой пассажировместимости, наряду снеобходимостью решения традиционного уравнения массового баланса, высокуюактуальность получает необходимость корректного решения системы уравнениймоментно-инерционного баланса.- 11 В этом случае решение уравнения массового баланса характеризуетсяопределением массы самолёта и выявлением групп элементов, масса которыхизвестна, а так же контролем над соотношением масс отдельных агрегатов исистем самолёта по уравнению массового баланса самолёта:1 = ∑mj(4)jгде:mj– относительная масса j-го элемента самолета;Выражение(4)демонстрируетзависимостьосновныхсоставляющихуравнения массового баланса от параметров rx2 dm ;агрегатов и систем самолёта.

Далее происходит  I 0 0 X =формирование схемных решений в облике xyzсамолёта. На основе принятых схемных rz2 dm ;решений, в зависимости от заданной массы  I 0 0 Z =(5)xyzцелевой нагрузки, оборудования и снаряжения, проводитсяформированиекомпоновочной ry2 dm .схемы самолёта, которая состоит во взаимной  I 0 0 Y =xyzпространственнойувязкеосновных компонуемыхэлементовсамолётаиопределении моментов инерции самолета (5).Таким образом, моментно-инерционная компоновка происходит на базевыбранной схемы, определяющей основные параметры.

В процессе компоновкиопределяются внешние и внутренние формы, компонуется полезная нагрузка,оборудование, снаряжение, размещаются агрегаты СУ и т. д.Оценка компоновки проводится по частным критериям эффективностисамолёта, что позволяет исключить из рассмотрения заведомо неэффективныеварианты. Большинство из частных критериев являются взаимосвязанными, что непозволяет их использовать при оценке проектов, т.к.

необходимость введениявесовых коэффициентов приводит к субъективным оценкам.Далее производится выявление групп элементов, для которых известнамасса и зоны компоновки, а так же производится контроль над соотношениеммоментов инерции отдельных агрегатов и систем самолета, в совокупности этопозволяет сформировать уравнения существования самолета в моментах инерции,например для оси ОХ такое уравнение будет иметь вид:∫∫∫∫∫∫∫∫∫I OX = I п.н. + I с.н.

+ I о.у. + I с.у. + I с.у.р. + I т. + ... + I к.где:I OX- момент инерции самолета относительно оси ОХ;I п.н.- момент инерции полезной (коммерческой) нагрузки(пассажиров, их багажа, грузов и т.д.);- момент инерции снаряжения и оборудования, котороеобеспечивает определенные условия комфорта иразмещения полезной нагрузки на борту;I с.н.(6)- 12 -I об.- момент инерции оборудования, которое обеспечиваетэксплуатацию самолета в заданных условиях (пилотажнонавигационное оборудование, энергетическоеоборудование и т. д.);I с.у.- момент инерции силовой установки;I с.у.р.- момент инерции системы управления рулями самолета;I т.- момент инерции топлива на борту самолета;- момент инерции конструкции самолета (фюзеляж, крыло,оперение, шасси).Решать данное уравнение относительно I ox в явном виде затруднительно,и эту операцию целесообразно выполнять с использованием уравнения моментноинерционного баланса самолета в относительном виде:I к.n∑I oх =nIj =1∑jI ox=j =1m j ⋅ijm 0 ⋅ i022=n∑m j ⋅i2j(7)j =1Тогда уравнение существования в относительных моментах приобретает вид:1=n∑j =1Ij соб.+n∑Ij пер.(8)j =1В результате, для данных классов летательных аппаратов, мы получаем, ввиде частного случая системы (3), систему уравнений существования (9),отражающую инерционные ограничения по всем шести степеням свободы,соответственно поступательные степени свободы отражены в уравнении массовоинерционного баланса, а вращательные степени свободы находят отражение вуравнениях моментно-инерционного баланса.В отличие от массового уравнения существования, уравнениясуществования в моментах инерции, для некоторых типов летательныхаппаратов, имеют не только очевидные ограничения со сторонымаксимальных величин, но и ограничения по минимальным моментаминерции, а также их изменению в течение полета, что продиктованонеобходимостью обеспечения устойчивости и управляемости.Решение данной (9) системы уравнений,представляет собой сложный много итерационный  1 = ∑ m i ;iпроцесс.

При этом проектирование происходит в условиях, когда на систему в целом уже наложены  1 = ∑ I j 0 X ;jнекоторые требования и ограничения. В свою (9)очередь, задача проектирования состоит в  1 = ∑ I k 0 Z ;формулировании требований и ограничений, в kрамках которых будет проходить проектирование  1 =∑n I n 0 Y .отдельных агрегатов.- 13 В третьей главе выделяется место и роль поставленной задачиисследования в рамках процесса проектирования самолетов.В первой части третьей главы формализуется структура проектныхпроцедур формирования облика самолета.

Процесс проектированияперспективных самолетов на основе моментно-инерционного облика имеетспецифический характер. Под моментно-инерционным обликом в даннойработе понимается определение значений основных конструктивныхпараметров, которые однозначно определяют форму, размеры иинерционныехарактеристикисамолёта,соответствующиеэтапупредварительного проектирования.Локализованы задачи согласования моментно-инерционной компоновкидвигателей, коммерческой нагрузки и топливных баков с возможностямисистемы управления рулями, при условии удовлетворения матрице требованийи ограничений.

Для самолетов рассматриваемого класса процесс компоновкиносит специфический характер в силу особенностей ДМС БП. Далеерассмотрим причины, которые вызывают необходимость модификациитрадиционных процедур.Компоновка силовой установки оказывает большое влияние на обликсамолета (рис 4), в том числе можно выделить влияние параметровкомпоновки: на изменение аэродинамических характеристик самолета,изменение собственных частот колебаний планера, изменение массыконструкции, изменение эффективного объема топливных баков, которыетакже зависят и от максимальной координаты расположения топливныхбаков в крыле и т.д.От компоновки топливных баков и коммерческой нагрузки (рис.

4)зависят показатели весового совершенства ЛА, разгрузки крыла и фюзеляжа,дальность полета, характеристики пожарной безопасности, а также моментноинерционные характеристики самолета.Так, задача формирования моментно-инерционной компоновкиотносительно продольной оси самолета ОХ и анализ ее влияния на каналкрена системы управления обладают рядом особенностей, которые состоятв том, что с одной стороны момент инерции относительно продольной осисамолета ОХ является минимальным по сравнению с OY и OZ, атребования к располагаемым угловым ускорениям достаточно высокие 0.31.2 рад/с2, с другой стороны момент инерции относительно оси ОХ слабозависит от размещения полезной нагрузки и способен сильно в 1.5-2.5 раза(для дальнемагистральных самолетов большой пассажировместимостиклассической компоновки) уменьшаться в процессе полета за счетвыработки топлива.- 14 -Рис.

4. Анализ влияния параметров компоновки силовой установки,топливных баков и коммерческой нагрузки на облик самолета- 15 Во второй части третьей главы рассматриваются методы определениямоментов инерции. В настоящее время данную задачу решают несколькимиметодами, которые ориентированы для использования на разных этапахпроектирования:- аналитические методы;- методы на основе экспериментальных исследований;- табличные методы основываются на центровочных ведомостях;- методы твердотельного моделирования;- методы определения моментов инерции на основе эмпирическихкоэффициентов распределения массы.Далее рассматриваются основные особенности перечисленных методов,определяющие области их применения.

Так, например, момент инерции самолетаможет быть определен путем вычисления аналитических зависимостейсформулированных на основе упрощенной геометрической модели (рис. 5).Рис. 5. Моментно-инерционная модельна основе геометрического моделированияДальнемагистральныесамолетыбольшойпассажировместимостиобладают достаточно большим удлинением крыла и, как следствие, значительнойпротяженностью в пространстве, следовательно, возможен значительный разбросв распределении масс, что во многом уменьшает степень достоверности расчетов.Самолеты вертикального взлета и посадки обладают очень узкимидиапазонами допустимых значений моментов инерции, что в совокупности сжесткими ограничениями по компоновке самолета значительно ограничиваетсвободу проектировщика на этапе проведения объемно-компоновочных работ.Как уже отмечалось, для самолетов классической схемы расположение2большинства агрегатов однозначно определено, поэтому их приращение ∂ i j ∂ m oпри анализе малых приращений можно принять равным нулю.- 16 Получить приемлемую точность расчетов моментов инерции, длясамолетов нормальной аэродинамической схемы, позволяет сравнительнаяпростота форм самолета и наличие у него плоскости симметрии.В третьей части главы три рассматривается номенклатура проектныхмоделей и требования к ним.

Во-первых, это математические модели расчётагеометрических, массовых и моментно-инерционных характеристик компонуемыхэлементов, а, во-вторых, структурно-параметрические модели системы управлениярулями самолета. Моментно-инерционные модели используют информацию огеометрических и массовых характеристиках самолёта. Следовательно, можнопредставить, что в основе моментно-инерционных моделей лежат массовые игеометрические модели, которые являются, по сути, параметрами моментноинерционных моделей. Повышению точности расчетов моментно-инерционныхпараметров способствует наличие у самолета плоскости симметрии, иустановившихся зон компоновки отдельных систем и агрегатов.Совокупность рассмотренных моделей позволила сформироватьматематические модели процедур формирования моментно-инерционного обликасамолета.

Модель компоновочного пространства представляет трехмерноепространство в связанной системе координат. Модель процедур компоновкипостроена на базе формальных и эвристических зависимостей и обеспечиваетвзаимную пространственную увязку основных элементов самолета с учетомтребований к их эксплуатации.Второй раздел диссертации посвящен разработке методов согласованиямоментно-инерционного облика с возможностями системы управления, этотраздел состоит из двух глав.В четвертой главе формируются теоретические аспекты синтезакомпоновочных схем самолета при критичности моментно-инерционного облика.Характерное для современных ДМС БП увеличение линейных размеров испецифика применения гидросамолетов, приводит к росту и значительномуизменению в течение полета моментов инерции самолета, а вместе с ними и к ростурезерва потребных управляющих моментов, что вступает в противоречие свозможностями и требованиями к системы управления, и требует адекватных мер состороны проектировщиков.

Характеристики

Список файлов диссертации