Долгов О.С. Моментно-инерционный фактор в формировании облика самолета (1015809), страница 4
Текст из файла (страница 4)
Наглядным примером этому служат самолеты такихавиационных фирм как Airbus, Boeing, ОКБ «Туполев». Анализ проблемы позволяетвыявить особую актуальность согласования моментно-инерционных показателейдля современных дальнемагистральных самолетов большой пассажировместимостии пожарных гидросамолетов.Для получения требуемого уровня управляемости возможно два направленияисследований: первый связан с увеличением располагаемых моментов, а второй соснижением и стабилизацией потребных моментов на управление.Особую актуальность получает задача обеспечения требуемого уровняуправляемости за счет снижения моментов инерции самолета. Необходимоотметить, что кроме снижения моментов инерции во многих случаях наиболееважной задачей является обеспечение стабильности моментов инерциисамолета в течение полета.Учитывая, что моменты инерции зависят только от массы и еерасположения, можно провести анализ массово-инерционных показателей- 17 основных агрегатов самолета, как в пространстве по трем осям, так иотносительно отдельно взятых осей.При проведении синтеза, на основании геометрических параметровкомпоновки и распределения массы агрегатов определяются относительныерадиусы инерции отдельных агрегатов, которые в совокупности с показателямимассы агрегатов позволяют сформировать объемные гистограммы моментовинерции самолета и его агрегатов, относительно отдельно взятых осей (рис.
6) и впространстве относительно трех осей.Рис. 6. Гистограммаотносительныхмоментов инерциии основные зоны компоновкиотносительно оси ОХ самолетаЛегко видеть, что градиентом приращения по относительной массе агрегатаявляется квадрат его относительных радиусов инерции, а градиентом приращения поотносительному радиусу инерции, соответственно, удвоенное произведениеотносительной массы на относительный радиус инерции:ox∂I j∂ (m j ⋅ i=∂m j∂m j∂I∂ioxjj∂ (m j ⋅ i=∂i j2j)= i2j(10)2j)= 2⋅mj⋅ijВ зависимости от градиента приращения момента-инерции относительно осиOX по относительной массе агрегата можно выделить (рис. 6) три характерные длярассматриваемых типов самолетов зоны компоновки. Первая зона с цилиндрическойграницей, описанной из ЦМ относительным радиусом r1=0.09-0.21, предпочтительнадля компоновки агрегатов с удельной массой более 700 кг/м3, здесь желательноразмещать агрегаты которые меняют собственный момент инерции в течениеполета.Во второй зоне, внешней границей которой служит цилиндр, описанный изцентра масс с относительным радиусом r2= 0.79-0.91, желательно компоновать агрегатыс удельной массой от 200 до 700 кг/м3 .- 18 В третьей зоне, которую составляет все компоновочное пространство запределами внешних границ первых двух зон, размещаются агрегаты и отсеки судельной массой менее 200 кг/м3.
Компоновка агрегатов меняющих свою массу втечение полета в третьей зоне нежелательна. Оправданным является размещение вней обтекателей РЛС, антенного оборудования и органов управления.Сформированные выше положения и информация, полученная наосновании проведенных ранее исследований, позволяет сформироватькомпоновочное поле для размещения внутренних крыльевых топливных баков ифюзеляжных баков для воды и химикатов, если речь идет о пожарных испасательных самолетах.Доступное компоновочное пространство для топливных баковописывается системой неравенств вида:f (x, y, z) ≤ 0(11)По оси OZ оно ограничено с одной стороны законцовкой крыла, с другойстороны возможным ограничением может стать зона центроплана, если она занятафюзеляжем, и нежелательно располагать топливные баки в непосредственнойблизости от пассажирской гермокабины.По осям OX и OY основныеограничения на компоновочные зоны накладываются со стороны геометрическихпараметров крыла и фюзеляжа, которые выбираются из условий не связанных сразмещением баков.При выборе зон компоновки топливных и водных баков необходимоучитывать, что при вращательных эволюциях самолета жидкость не участвует вних полностью, так как не увлекается стенками бака, а скользит относительно них.Данное обстоятельство приобретает особенную актуальность для баковцилиндрической формы с гладкими стенками, такие баки характерны дляфюзеляжа.
При вращении относительно продольной оси такого бака собственныймомент инерции жидкости относительно мал, а так как для фюзеляжных баковпереносной момент инерции относительно оси OX также незначителен, то этообстоятельство приводит к тому, что полный момент инерции такого бакавырождается. Баки, расположенные в крыле имеют непропорциональнуюпрямоугольную форму, небольшую строительную высоту и оребрение стенок ввиде стрингеров и нервюр, в силу чего собственный момент инерции жидкости втаком баке приближается к моменту инерции твердого тела.
Следовательно, дляжидкости градиент приращения относительного момента инерции поотносительному радиусу инерции будет иметь более крутую зависимость поотношению к аналогичной зависимости для двигателей:ox22∂ I дв ∂ ( m дв ⋅ i дв соб . ) ∂ ( m дв ⋅ i дв пер . )=+= 2 ⋅ m дв ⋅ ( i дв соб . + i дв пер . )∂ i дв∂ i дв∂ i дв(12)На основании проведенного анализа можно сделать вывод, что длятопливных баков зависимость приращения моментов инерции топливныхбаков от радиус-вектора от оси OX до центра масс топливного бакасущественно отличается от аналогичной зависимости для двигателей (12), и ееможно записать в общем виде:- 19 -∂ I tox↓⇒→ 2 ⋅ mt ⋅ i t sr j∂ it∂ I toxr↑⇒→ 2 ⋅ m t ⋅ (i t p + i t s ) j∂ it(13)Данная зависимость позволяет сформировать предпочтительные зоныкомпоновки топливных баков, по градиентам приращений, (max 0.5-0.7 от размахакрыла) в зависимости от моментно-инерционных показателей для обеспечениястабильности моментов инерции самолета в течение полета при выработке топлива.Компоновочное пространство для водяных баков, предназначенных длямногократного забора и сброса воды во время выполнения операции по тушениюпожаров фактически ограниченно зоной r1=0.09-0.21, что связано с одной сторонынеобходимостью минимизировать влияние на изменение центровки, что в принципеможет быть скомпенсировано симметричным расположением баков, а с другойсимметричное расположение, с относительным радиусом инерции более 0.21, можетпривести к циклическому неблагоприятному изменению моментов инерцииотносительно оси OZ.
Для водных баков зависимость приращения моментов инерции отрадиус вектора можно записать в общем виде (14):rj ↓⇒∂ I вбox→ 2 ⋅ mвб ⋅ i вб соб∂iвб(14)Таким образом, можно видеть, что жидкость, располагаясь вблизи от центра массв баках пропорциональной формы обладает минимальным моментом инерции. Но приэтом необходимо предотвратить самопроизвольное перетекание жидкости в процессевыполнения самолетом эволюций и связанное с этим изменение положения центра масс,как правило, это достигается за счет членения бака на отсеки, что в свою очередь ведет кнекоторому увеличению моментов инерции, за счет приближения собственногомомента инерции такого бака к моменту инерции твердого тела.
Компоновочноепространство баков для жидких химических средств имеет аналогичный вид.В пятой главе предлагается методика согласования моментно-инерционногооблика самолета с возможностями системы управления на примере канала крена.В первой части главы рассматривается закон квадрата куба в применении кмоментно-инерционным характеристикам самолета.
Увеличение линейных размеров,характерное для дальнемагистральных самолетов большой пассажировместимостиклассической схемы, приводит к росту взлетной массы, пропорционально квадрату,объема пропорционально кубу, а моментов инерции пропорционально пятой степени,причем для самолетов больших размерностей характерны более высокие степени.
Такимобразом, инерционность машины, а вместе с ней и потребные управляющие моментырастут, что непосредственным образом вступает в противоречие с возможностямисистемы управления. Данная зависимость вносит корректировку в структуру и составзадач, решаемых в рамках согласования моментно-инерционного облика самолета свозможностями системы управления.Для того чтобы самолет выполнял требования технического задания,необходимо обеспечить превышение располагаемого момента над потребным, которыйопределяется значениями момента инерции самолета и потребного углового ускоренияотносительно рассматриваемой оси, в нашем случае ОХ.
В общем виде, это условиеможно записать следующим выражением:- 20 -(15)где:- располагаемый стабилизирующий и управляющий моментыотносительно оси OX;- потребный стабилизирующий и управляющий моментыM oxпотротносительно оси OX;I ox- момент инерции самолета относительно оси ОХ;- плечо точки приложения силы на поверхности управленияroxiотносительно оси ОХ;Pi- сила на соответствующей поверхности управления;ωɺ ox- потребное угловое ускорение крена.Данную систему уравнений можно рассматривать как определяющуювзаимосвязь моментно-инерционной компоновки самолета и облика системыуправления в канале крена.Во второй части пятой главы произведен анализ современных типов системуправления и их специфики по отношению к моментно-инерционному облику.Система управления, как объект проектирования, представляет собойбольшую и сложную техническую систему, обладающую развитой иерархическойструктурой.
В связи с этим на первом шаге проектирования проводятсяисследовательские работы, имеющие целью разработку иерархической системымоделей на основе декомпозиции проблемы синтеза системы управления. Какбыло показано, формирование моментно-инерционного облика самолета ипроектирование системы управления, представляет собой сложный, многоитерационный процесс.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
