Долгов О.С. Моментно-инерционный фактор в формировании облика самолета (1015809), страница 5

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

Текст из файла (страница 5)

В рамках которого, проектно исследовательские работыможно разделить на несколько этапов, отличающихся целями проектноисследовательских работ, постановкой задач, методами и моделями исследований,результатами работ: внешнее проектирование, проектирование общего вида,проектирование отдельных систем и агрегатов. Результаты исследования наэтапах внешнего и первых этапах внутреннего проектирования на основепринятых схемных решений позволяют сформировать моментно-инерционныйоблик самолета, и дают возможность приступить к проектированию системыуправления рулями.Проектирование происходит в условиях, когда на систему в целом уженаложены некоторые требования и ограничения. В свою очередь, задачапроектирования состоит в формулировании требований и ограничений, в рамкахкоторых будет проходить проектирование отдельных агрегатов.Необходимо отметить, что использование альтернативных стратегийформирования облика системы управления позволяет обеспечить различныеуровни управляемости на расчетных режимах полета.Это позволяет, из всего процесса создания самолета - от зарождения идеидо запуска в серийное производство и эксплуатацию, рассматривать лишь первыеэтапы проектирования.

В рамках этих этапов локализована задача формированиямоментно-инерционного облика самолета и согласование структурнопараметрического облика системы управления рулями, при условииудовлетворения матрице требований и ограничений.M oxрасп- 21 В третьей части пятой главы изложены разработанные модели необходимыедля этапа формирования моментно-инерционного облика самолета. К ним в первуюочередь относятся структурные и потоковые модели системы управления,геометрические, массовые и моментно-инерционные модели агрегатов самолета.Так проведенный в третьей главе диссертации анализ существующих методик, атакже формул для определения моментов инерции самолетов показывает, что они либосовсем, либо частично не учитывают особенностей компоновки современных самолетоврассматриваемых классов.

С учетом сложившихся диапазонов расположения агрегатовимеющих наибольшее влияние на моменты инерции самолета (агрегатов конструкциипланера, топлива, двигателей, целевой нагрузки, снаряжения) на основе анализастатистики и особенностей моментно-инерционного облика современных самолетов предложены формулы расчета моментов инерции самолета в первом приближении наоснове расчетных коэффициентов распределения массы:22m2 mm 2  L mI xo =  0,185  o − 1 + 1,71 т. кр. i т + 2,315∑ дв i дв  кр omп .снmп. сн  12 mп .снгде:(16)- взлетная масса самолета;- масса пустого снаряженного самолета;mдв- масса двигателя;mт .кр .- масса топлива расположенного в крыле;Lкр- размах крыла;- относительный радиус инерции топлива в крыле;iт- относительные радиусы инерции двигателей.i двФормула расчета Izо – для самолетов, с двигателями, находящимися на крыле,либо в районе стыка крыла с фюзеляжем (т.е. для тех самолетов, у которых момент отдвигателей относительно оси OZ достаточно мал):momп.сн22m2 mm 2  L mI zo =  0, 447  o − 1 + 2, 655 ц.

н. i ц.н. + 12,93∑ дв i дв  ф omп. снmп. сн  12 mп. сн(17)Формула расчета Izо – для самолетов, с двигателями, находящимися в хвостовойчасти фюзеляжа (т.е. для тех самолетов, у которых момент от двигателей относительнооси OZ значительный):22mц. н. 2 momдв 2  Lф moI zo =  0, 475 − 1 + 1,86i ц.н. + 6, 05∑i дв mп. снmп.сн  12 mп.снгде:mo- взлетная масса самолета;mп.сн- масса пустого снаряженного самолета;mдв- масса двигателя;mт.кр.- масса топлива расположенного в крыле;- длина фюзеляжа;Lфi ц .н.i дв(18)- относительный радиус инерции целевой нагрузки;- относительные радиусы инерции двигателей.Проверка адекватности моментно-инерционных моделей, на основе расчетныхкоэффициентов распределения массы представлена на графике (рис.

7).- 22 -Рис. 7. Проверка адекватности инерционных моделейТретий раздел диссертации состоит из четырех глав и посвященпроектным исследованиям по формированию моментно-инерционной компоновкии ее влияния на облик самолета.В шестой главе формируются методы моментно-инерционнойкомпоновки самолета. В первой части шестой главы рассматриваютсятеоретические аспекты синтеза компоновочных схем самолета при критичностимоментно-инерционного фактора.Для рассматриваемых типов самолетов, в силу повышенной чувствительности кмоментно-инерционным ограничениям, этап компоновки самолета носитконцептуальный характер. Его содержательное наполнение зависит от назначениясамолета и, как следствие, критичности того или иного ограничения.С целью минимизации числа итераций и обеспечения сходимости компоновкинеобходимо выявить критичный фактор этого процесса, и относительного негопровести построение компоновочных процедур в единый алгоритм.

Моментноинерционный фактор оказывают непосредственное влияние, как на формированиедопустимого компоновочного пространства, так и на процедуры позиционирования внем агрегатов и систем самолета. В целом это приводит к рациональности решения«обратной» задачи компоновки (рис. 8), когда облик самолета обусловлен иформируется от ограниченного компоновочного пространства. При этом реализация«обратной» задачи компоновки исходит из выявления компоновочного пространстваи декомпозиции его по характеристическим признакам.

В качестве последнихвыступаютцентровка, моменты инерции, удельная плотность и т.д.Характеристические признаки несут концептуальную составляющую, как дляотдельных агрегатов, так и для самолета в целом. Реализация построениякомпоновочных процедур относительно критичного фактора приводит кдекомпозиции компоновочных процедур и выявлению очередности их проведения.- 23 -Рис. 8.

Алгоритм решения обратной задачипри проведении компоновкиХарактерной чертой компоновки при критичности моментноинерционного облика является возможность определения пространственнойувязки агрегатов (двигатели, топливные баки, целевая нагрузка), которыеоднозначно обуславливают моменты инерции самолета и их изменение в процессеэксплуатации и в течение полета, уже в первой итерации. При этом задачакомпоновки сводится к расположению и взаимной увязке агрегатов вкомпоновочномпространстве,обусловленноммоментно-инерционнымиограничениями.

Взаимная увязка агрегатов и систем сводится к проведениюформально-эвристических процедур. Решая системы линейных уравненийкомпоновки вида: f ( x , y , z ) = 0 , получаем координаты искомых точекпривязки агрегатов. Порядок решения уравнений компоновки определяетсяэвристическими моделями.Вторая часть шестой главы посвящена компоновке самолета прикритичности моментно-инерционных параметров к возможностям системыуправления.Для обеспечения управляемости самолета, он должен иметь системууправления, обеспечивающую превышение располагаемых моментов надпотребными. Минимизация затрат массы и энергии на обеспечение управляемости одна из важнейших задач проектирования.

Она решается выбором рациональныхпараметров объемно-весовой и моментно-инерционной компоновки и проектноконструктивных решений в облике системы управления. В связи с этим, для целогоряда типов самолетов (СВВП, ДМС БП, пожарные гидросамолеты) моментно-- 24 инерционная компоновка становится весьма важной составляющей общей задачикомпоновки самолета. В качестве основных требований выступают требованияпревышения располагаемых моментов над потребными во всем диапазоне значений.Компоновка самой системы управления и рулевых поверхностей, а также ихвлияние на компоновку всех остальных агрегатов и систем самолета требуетразработать новый подход к моментно-инерционной компоновке. В общем виде этоусловие можно записать следующим выражением (19):распотM xyz≥ M xyz расM xyz = Pxyz * Lxyz потM xyz = I xyz *ε xyzРасгде: M xyz– располагаемый стабилизирующий иуправляющиймоментыотносительносоответствующей оси;ПотM xyz–потребныйстабилизирующийиуправляющиймоментыотносительносоответствующей оси;I xyz – момент инерции самолета относительносоответствующей оси;εxyz – угловое ускорение;L xyz - плечо рулевой поверхности;Pxyz - равнодействующая тяги органов управления вканалах крена, курса и тангажа соответственно.(19)Из выражения (19) следует, что для получения минимальных величиншарнирных моментов на органах управления, а, следовательно, и минимальныхрасходов энергии на управление самолетом, рулевые поверхности целесообразнорасполагать на максимальном удалении от центра масс самолета, либо уменьшатьмоменты инерции самолета за счет размещения более тяжелых агрегатов на плечеменьшем, чем плечо легких агрегатов.

Выбор рулевых поверхностей в каналетангажа и курса ограничивается длиной фюзеляжа самолета, а в каналах курса икрена – размахом крыла. Длина фюзеляжа и размах крыла выбираются исходя изусловия удовлетворения требований не связанных с управляемостью, поэтомукомпоновочное поле рулевых поверхностей имеет ограниченные размеры и, какправило, повлиять на величину управляющих моментов через параметры плечарулевой поверхности не удается.Сформированные выше положения легли в основу предложенного подхода кмоментно-инерционной компоновке самолета.В третьей части шестой главы сформированы процедуры синтезакомпоновки самолета при критичности моментно-инерционных параметров ккомпоновочному пространству.Проведение компоновочных работ, с учетом системы моментноинерционных ограничений накладывает дополнительные требования и расширяетсостав учитываемых на данном этапе агрегатов, при этом мы, фактически, заранеезнаем, как должны быть распределены массы в рамках доступного компоновочногопространства, остается ответить на вопрос за счет массы каких агрегатов и в каких- 25 пропорциях это будет реализовано, что размывает границы между этапамикомпоновки и увеличивает итерационность процесса.

Таким образом, можноговорить, что основной особенностью компоновочных работ с учетом моментноинерционного фактора является их интегральный характер с акцентом в первуюочередь на компоновку агрегатов обладающих большими относительными массамии допускающими вариации в пространственном расположении, это в первуюочередь двигатели, топливо, коммерческая нагрузка и др.Повышение интеграции между этапами компоновки перспективныхсамолетов, характерное для процедуры моментно-инерционной компоновки,приводит к появлению параллельных компоновочных процессов, с однойстороны это формирование пассажирских палуб, исходя из количествапассажиров экономического класса, и как следствие параметров фюзеляжа имоментно-инерционных характеристик относительно оси OZ, а с другойстороны это моментно-инерционная компоновка относительно оси ОХ, гдедоминирующее значение приобретает компоновка силовой установки итопливных баков.

Для отыскания допустимого вектора проектныхкомпоновочных параметров Х в первом приближении необходимо решениесистемы следующих уравнений увязки облика самолета:где в перечисленном порядке ∑ m j ( x ) − 1 = 0;приведеныуравнения, обеспечивающие: j-условиемассовогобаланса; ∑ ∑ I j ( x ) − 1 = 0;-условиемоментно-инерционных(20)xyzjбалансовповсемосям;XYZm j ( x ) * g − ∑ ( P0)i = 0 ; -условие балансировки. ∑jiПолученная система уравнений представляет собой систему нелинейныхуравнений относительно параметров увязки облика самолета, в качестве которыхвыступают радиус-вектора точек привязки агрегатов. Решение такой системытрадиционными методами представляется затруднительным, так как числоагрегатов, координаты привязки которых необходимо найти, составляет уже на (i+1)уровне k>103.Решение приведенной выше системы уравнений требует применениясовокупности процедур, которые легли в основу предложенного формальноэвристического метода формирования моментно-инерционного облика самолета.Для решения уравнений возможно применение искусственного приема,который заключается в проведении компоновки относительно виртуального центрамасс (ВЦМ) самолета.

Характеристики

Список файлов диссертации