Содержание к диссертации
Введение
Часть I. Выявление задачи исследования 10
Глава 1. Анализ особенностей формирования моментно-инерционного облика летательных аппаратов
1.1. Значение массово-инерционного фактора в проектировании и эксплуатации самолетов
1.2. Анализ существующих работ по фомированию моментно-инерционного облика летательных аппаратов глава
2. Постановка задачи исследования 16
2.1. Вербальная постановка задачи 16
2.2. Математическая постановка задачи 17
2.3. Ограничения, при которых рассмотрена модель формирования моментно-инерционного облика самолета 28 постановка задачи
Глава 3. Место и роль поставленной задачи исследования в рамках процесса проектирования самолетов
3.1. Структура проектных процедур формирования облика самолета 3.2. Методы определения моментов инерции 61
3.3. Номенклатура проектных моделей и требования к ним выводы по части i
Часть II. Методы согласования моментно-инерционного облика самолета с возможностями 79 системы управления
Глава 4. Теоретические аспекты синтеза компоновочных схем самолета при критичности моментно-инерционного фактора
Глава 5. Методы согласования моментно инерционного облика самолета с возможностями системы управления на примере канала крена
5.1. Закон квадрата-куба в применении к моментно-инерционным характеристикам самолета
5.2. Анализ систем управления самолетом 91
5.3. Моделирование системы управления 136
5.4. Геометрические модели 146
5.5. Массовые модели 150
5.6. Моментно-инерционные модели 152
Выводы по части ii 155
Часть III. Проектные исследования по формированию моментно-инерционной компоновки и ее влияния на облик самолета глава 6. Методы компоновки самолета 157
6.1. Теоретические аспекты синтеза компоновочных схем самолета при критичности моментно-инерционного фактора 157
6.2. Компоновка самолета при критичности моментно инерционных параметров к возможностям системы 163
.3. Компоновка самолета при критичности моментно-инерционных параметров к компоновочному пространству 166
глава 7. Математические аспекты прикладного анализа моментно-инерционнои компоновки и облика системы управления
глава 8. Описание системы автоматизированного формирования моментно-инерционнои компоновки 183
8.1. Анализ основных требований, предъявляемых к современным системам автоматизированного 187
Проектирования
8.2. Подсистема автоматизированного анализа моментно-инерционного облика самолета
8.3. Программный комплекс синтеза моментно-инерционного облика самолета
8.4. Основные режимы работы разработанных систем 200
8.5. Параметры, варьируемые в подсистеме, и выходные данные проекта
8.6. Требования к аппаратной части вычислительного комплекса
8.7. Аппроксимация результатов исследования 209
Глава 9. Проектные исследования по определению влияния параметров моментно-инерционнои компоновки на облик перспективных самолетов
9.1. Постановка задачи, учитываемые факторы и допущения, принятые в рамках исследования
9.2. Анализ влияния компоновочных зон топлива и двигателей на изменение моментно-инерционных характеристик в течение полета
9.3. Анализ влияния компоновочных зон коммерческой нагрузки на изменение моментно-инерционных характеристик
9.4. Тенденции изменения моментно-инерционного облика на этапах формирования структурной схемы самолета
9.5. Анализ влияния изменения моментно-инерционных характеристик в течение полета на выбор структуры системы управления
9.6. Особенности моментно-инерционнои компоновки переспективных типов пожарных гидросамолетов
9.7. Особенности моментно-инерционнои компоновки перспективных типов маневренных самолетов с учетом облика системы управления
9.8. Использование демонстратора для подтверждения влияния изменения параметров моментно-инерционнои компоновки на облик самолета
9.9. Анализ влияния моментно-инерционнои компоновки на массу и дальность полета самолета
9.10. Перспективные направления синтеза моментно инерционного облика самолетов
Выводы по части iii 311
Заключение 313
Литература
- Анализ существующих работ по фомированию моментно-инерционного облика летательных аппаратов глава
- Математическая постановка задачи
- Теоретические аспекты синтеза компоновочных схем самолета при критичности моментно-инерционного фактора
- Геометрические модели
Введение к работе
Актуальность проблемы. Повышение требований к характеристикам современной авиационной техники обусловило широкий поиск новых проектно- конструкторских решений. Среди них можно выделить ЛА, для которых влияние жестких моментно-инерционных ограничений носит концептуальный характер: это сверхзвуковые маневренные самолеты, грузопассажирские региональные самолеты вертикального взлета и посадки (СВВП), маневренные СВВП, пожарные гидросамолеты, а также дальнемагистральные самолеты большой и сверхбольшой пассажировместимости (ДМС БП).
Одной из наиболее актуальных задач при проектировании перспективных самолетов этого класса является обеспечение достаточной и ожидаемой пилотами управляемости на штатных и аварийных режимах работы системы управления. Это объясняется тем, что при увеличении линейных размеров самолета взлетная масса растет пропорционально кубу линейного размера, а моменты инерции - пропорционально четвертой-пятой степени, что непосредственным образом сказывается на энергопотреблении системы управления. С другой стороны большие запасы топлива и целевой нагрузки приводят к значительному изменению моментно-инерционных характеристик самолета, как в течение полета, так и при выполнении цикла транспортных задач. Решение указанных задач только в рамках отделов систем управления зачастую оказывается затруднительным, и требует более широкой проработки.
Предпосылкой для решения задач выявления влияния моментно- инерционной компоновки (рис.1) на облик самолета является опыт разработок, направленных на улучшение его взлетно-посадочных характеристик, программ по созданию СВВП, и ДМС БП, а также научно-методическая база этих работ. Ее анализ показывает, что отдельные аспекты специфических проблем проектирования самолетов с учетом моментно-инерционных ограничений изложены в работах, посвященных СВВП и самолетам вертикального ультракороткого взлета и посадки (СВ/УВП): В.В. Володина, Г. Закса, К. Хафера (ФРГ), Ф.П. Курочкина, Н.К. Лисейцева, В.З. Максимовича, В.П. Павленко, В.Т. Тараненко - и в работах ряда других отечественных и зарубежных авторов, ученых ММЗ «Скорость», ОКБ им А.С.Яковлева, ЦАГИ и других авиационных НИИ. В исследованиях Г. С. Бюшгенса рассматриваются концептуальные направления развития авиационной промышленности. Работы В.М. Шейнина и В.И. Козловского посвящены особенностям весового проектированием и методам расчета моментов инерции магистральных самолётов. В.В. Мальчевский предложил матрично-топологический метод синтеза схемы и компоновки самолета. В.3. Максимович рассмотрел вопросы формирования облика перспективных СВВП. Работы О.С. Самойловича посвящены взаимной увязке и интеграции элементов планера и систем самолета при формировании облика оригинальных схем ДМС БП. М.И. Ионов, В.Н. Семенов произвели анализ влияния внешних факторов на облик системы управления самолета. Задачи проектирования систем управления самолета изложены Ф.И. Склянским, В.И. Гониодским, И.С. Шумиловым.
Рис. 1. Моментно-инерционная модель самолета
К.М. Наджаров разработал методы определения в процессе проектирования картины изменения объемно-тарировочных, центровочных и массово- инерционных параметров топливной баковой системы. В работах Р.Е. Лампера исследуются виды и задачи флаттера. В материалах В.Г. Микеладзе рассматриваются вопросы аэродинамики органов управления. Работы С.Я. Наумова посвящены задачам устойчивости и управляемости магистральных самолетов. В.Я. Бочаров рассмотрел современные актуальные проблемы систем управления и энергетических систем магистральных самолетов. Ю.Ф. Шелюхин занимался проблемами систем улучшения устойчивости и управляемости. Г.В. Александров, Ю.Г. Живов, А. С. Устинов исследовали проблемы и перспективы активных систем управления.
- 2 - У
Опыт научно-исследовательских и проектных работ, а также эксплуатации самолетов создает научную базу, и подтверждает актуальность решения задач формирования моментно-инерционного облика самолета с учетом удовлетворения «жестких» инфраструктурных ограничений. Однако в названных работах представлена «прямая» задача проектирования, в которой влияние инфраструктурных и моментно-инерционных ограничений рассматривается как проверочное ограничение результатов формирования облика самолета. Это обстоятельство приводит к большому числу итераций, а при отсутствии времени и средств на поиск рациональных схемно- параметрических решений - к выбору нерационального, но по формальным признакам удовлетворительного облика самолета.
Целью диссертационной работы является разработка научно-методического обеспечения, включающего методики, алгоритмы и программные комплексы, обеспечивающие анализ влияния моментно-инерционного фактора на облик самолета.
Достижение поставленной цели осуществлено на основе решений следующих задач:
выявить моментно-инерционные требования и критичные факторы формирования облика самолетов;
выявить место этапа согласования моментно-инерционной компоновки с возможностями системы управления в рамках формирования облика самолета и состав задач, решаемых на этом этапе;
разработать новые и модифицировать существующие методы оценки моментов инерции самолета в первом приближении;
выявить и систематизировать конструктивно-компоновочные решения, обеспечивающие требования системы управления к моментно-инерционному облику;
разработать новые и модифицировать существующие модели необходимые для этапа согласования моментно-инерционной компоновки с возможностями системы управления;
разработать алгоритмы и подпрограммы, и включить их в систему автоматизированного формирования облика самолета;
провести на базе подсистемы проектные исследования по выявлению рациональных значений параметров и схем моментно-инерционной компоновки;
анализируя полученные результаты выработать рекомендации по моментно- инерционной компоновке.
Методика исследования. Предметом исследования является влияние моментно-инерционной компоновки дальнемагистрального самолета большой пассажировместимости на облик системы управления в канале крена. Декомпозиция задач, разработка моделей и алгоритмов базируются на принципах системного подхода. Выявление рациональных конструктивно-компоновочных решений осуществлено на основе моделирования с помощью формально- эвристических процедур.
Математически задача отыскания рациональных значений параметров поставлена как задача многокритериальной дискретной оптимизации.
Научная новизна диссертации заключается в создании научно- методического обеспечения (НМО), состоящего из методов, алгоритмов и подпрограмм, позволяющих проводить анализ влияния моментно-инерционной компоновки на облик систем управления перспективных самолетов большой пассажировместимости. С использованием разработанного НМО, в данной диссертационной работе выявлены специфические задачи компоновки топливных отсеков, силовой установки и целевой нагрузки для дальнемагистральных самолетов большой пассажировместимости, а также водных баков для пожарных гидросамолетов. По результатам анализа разработаны модели агрегатов и предложен метод расчета моментов инерции самолета в первом приближении.
Выявлены связи параметров альтернативных вариантов компоновки топлива, двигателей и целевой нагрузки с моментно-инерционными характеристиками самолета, а также определены области существования компоновочных решений и зоны применения альтернативных подходов к формированию облика системы управления.
Теоретическая и практическая ценность. Разработанные методы расчета и модели использованы в созданном, при участии автора, программном комплексе формирования моментно-инерционного облика самолета, получившем свидетельство о государственной регистрации программы №2011610197. Комплекс является современным «инструментом» проектировщика-исследователя для выработки рекомендаций по проектированию перспективных дальнемагистральных самолетов большой пассажировместимости, пожарных гидросамолетов и др.
Результаты работы могут быть использованы в НИИ и ОКБ авиационной промышленности при разработке комплексных систем автоматизированного проектирования и при подготовке специалистов по проектированию самолетов в авиационных учебных заведениях.
К наиболее существенным результатам, полученным лично соискателем ученой степени, следует отнести:
-
-
Разработку научно-методического обеспечения анализа влияния моментно- инерционных характеристик на облик самолета;
-
Выявление и формализацию ограничений, оказывающих наибольшее влияние на моментно-инерционный облик самолета;
-
Выделение задачи согласования моментно-инерционной компоновки с возможностями системы управления в отдельный раздел, определение задач решаемых на этом этапе и их влияния на облик системы управления и эффективность самолёта в целом;
-
Формирование новых методов определения моментов инерции самолета в целом и отдельных агрегатов, на ранних этапах проектирования.
-
Выявление и систематизацию схемных и конструктивно-компоновочных решений, обеспечивающих снижение требований к системе управления самолетом при работе на аварийных режимах;
-
Создание на основе разработанных моделей и алгоритмов программного комплекса позволяющего проводить анализ моментно-инерционной компоновки «Моментно инерционный фактор» свидетельство о государственной регистрации программы для ЭВМ №2011610197.
Достоверность полученных результатов обеспечивается тестированием программного комплекса при расчете реальных самолетов и сопоставления их с фактическими данными. Отклонение характеристик физических и математических моделей не превышает 5%.
Внедрение результатов работы. В настоящее время результаты работы внедрены на ряде конструкторских бюро и предприятиях авиационной промышленности, таких как: ОАО «ТАНТК им. Г.М. Бериева», ОАО «ОКБ Авиационный комплекс им. С.В. Ильюшина», ОАО «Туполев» и др., а также в учебный процесс кафедры «Проектирование самолетов» МАИ.
Апробация работы. Основные результаты работы были доложены и обсуждены на ряде научно-технических конференций и в организациях.
Основные теоретические положения и некоторые результаты исследования опубликованы автором в монографии [12], в научных статьях [6, 7, 11, 13, 19-34], а также содержатся в тезисах докладов на научно-технических конференциях всероссийского и международного значения [1-5, 8, 10, 14-18, 25].
Структура и объем диссертационной работы. Диссертация состоит из введения, трех разделов, выводов, заключения, библиографического списка и приложения. Объём работы составляет 341 страницу, включая 142 рисунка и 32 таблицы. Список литературы содержит 109 наименований.
Анализ существующих работ по фомированию моментно-инерционного облика летательных аппаратов глава
Использование моментно-инерционных показателей в качестве критериев оценки совершенства самолета не противоречит общепринятому подходу к оценке через весовые характеристики. Поскольку каждый лишний килограмм массы агрегата, имеющий ненулевой радиус инерции, приводит к увеличению инерционности всего самолета, что, в свою очередь, вызывает увеличение инерционных нагрузок, для параметров распределения массы вдоль оси OZ критичными могут оказаться вращательные эволюции самолета или посадка. Помимо роста нагрузок происходит увеличение массы и энергопотребления системы управления.
Также в качестве критериев рассматриваются взлетная масса самолета, относительная масса фюзеляжа и крыла. Использование этих критериев позволяет оценить весовое совершенство рассматриваемых альтернативных вариантов проекта.
На начальных этапах синтеза нового схемного решения проводится формирование характеристических матриц альтернативных схемных решений для удовлетворения каждого і-го требования. Характеристическая матрица каждого решения состоит из двух типов столбцов. Элементами первого столбца являются семантические выражения, характеризующие технические решения, а элементами второго типа столбцов - нормированные оценки этих качеств (например, в диапазоне от -1 до +1). Записи в строках носят парный характер. Нормированные оценки могут быть сверткой экспертных оценок либо обработкой данных статистики по известным образцам авиационной техники.
В той части матриц, где это условие выполняется, возможно формирование обобщенной характеристической матрицы, соответствующей еще несуществующему техническому решению. Далее каждой строке (характеристике) ставится в соответствие частное техническое решение, совокупность которых определяет то или иное схемное решение.
Данное решение является необходимым, но недостаточным условием синтеза нового технического решения. Используя характеристические матрицы, можно определить направление технического развития.
По результатам анализа исходных данных, полученных на этапе внешнего проектирования, формируется множество требований и ограничений U=U(u,). Размерность вектора і определяется заданием на проект.
Те требования, которые носят вербальный характер, необходимо заменить их математическими эквивалентами. На рис.2.1 представлена схема, отражающая методику поиска элементов вектора схемных решений, позволяющих удовлетворить множеству требований и ограничений U=U(u, ). Каждому і-му элементу этого множества можно найти соответствующий вектор проектно-конструкторских решений [X,], которые позволяют создать самолет, удовлетворяющий этому игму требованию. Совокупность векторов проектно-конструкторских решений [X,] позволяет сформировать матрицу проектно-конструкторских решений [Хч], где j - размерность максимального вектора проектно-конструкторских решений [X,]. В первом приближении каждое проектно-конструкторское решение хц выражено как вербально, так и в скалярном виде. На базе характеристических выражений можно составить прямоугольные матрицы (например, матрицу масс [т,,], в каждой ячейке которой будет расположен массовый эквивалент проектно-конструкторского решения x,j); их элементами будут являться скалярные или функциональные зависимости. Эти зависимости характеризуют каждое проектно-конструкторское решение хц, записанное ранее в матрицу проектно-конструкторских решений [X,,] в вербальном виде. Число таких матриц и их характеристический состав определяются проектировщиком индивидуально для каждого конкретного случая. При работе с матрицами необходимо использовать ряд правил. Так, если в матрице проектно-конструкторских решений [Ху] встречаются однотипные, но удовлетворяющие различным требованиям решения, то элемент матрицы, имеющий доминантное значение, поглощает второстепенный элемент этой же матрицы. Нетрудно заметить, что чем больше однотипных решений встретится в матрице, тем рациональнее выбранное проектно-конструкторское решение хч. Аналогичную процедуру можно проделать и анализируя характеристические матрицы совместно на предмет выявления доминантных значений, но уже по разным характеристикам. Возможны ситуации, когда вектор проектно-конструкторских решений [X,], имеющий меньшую размерность, но позволяющий удовлетворить целому ряду ограничений, по своим характеристикам (например, по относительной массе) уступает вектору с большей размерностью.
Результат работы на этом этапе - выявленные альтернативные векторы рациональных схемных решений. Синтезированные новые схемные решения, как правило, являются результатом разрешения диалектических противоречий. Поиск нового решения - это, прежде всего, глубокий анализ преимуществ и недостатков старых и синтез на их базе нового решения, являющегося результатом решения поставленной задачи на новом техническом уровне.
Таким образом, для корректного решения задачи проектирования самолета необходимо отыскание допустимого вектора проектных параметров X, что в нашем случае требует решения системы уравнений увязки облика самолета, которая в обобщенном виде может быть записана следующим образом:
Полученная система уравнений представляет собой систему четырех нелинейных уравнений относительно параметров увязки облика самолета, в качестве которых выступают радиусы-векторы точек привязки агрегатов и органов энергетических систем. Решение такой системы традиционными методами представляется затруднительным, так как число агрегатов, координаты привязки которых необходимо найти, составляет уже на і+2-м уровне к 3000. Поэтому для ряда типов летательных аппаратов число уравнений в системе сокращают, представляя требования, накладываемые этими уравнениями, в виде ограничений и фактически сводя систему уравнений к решению уравнения массового баланса.
Однако для некоторых типов перспективных самолетов, таких, как самолеты вертикального взлета и посадки, пожарные гидросамолеты, а также дальнемагистральные самолеты большой пассажировместимости, наряду с необходимостью решения традиционного уравнения массового баланса, необходимо корректное решение системы уравнений моментно-инерционного баланса.
Математическая постановка задачи
В качестве примера кратко изложим традиционный подход к формированию облика магистрального самолёта и отметим особенности перспективных дальнемагистральных самолетов большой пассажировместимости, потребовавшие его модификации. Специфика процесса проектирования дальнемагистральных самолетов большой пассажировместимости в первую очередь связана с ростом линейных размеров, которые вызывают увеличение массы и моментов инерции. Рост моментов инерции, в свою очередь, приводит к необходимости повысить эффективность системы управления в соответствии с требованиями управляемости и стабилизировать моменты инерции на допустимом уровне.
Под моментно-инерционным обликом в данной работе понимается определение значений основных конструктивных параметров, которые однозначно определяют форму, размеры и инерционные характеристики самолёта, соответствующие этапу предварительного проектирования.
На рис. 3.1 приведен алгоритм формирования облика для дальнемагистральных самолетов большой пассажировместимости.
На этапе предварительного проектирования необходимо, во-первых, корректно согласовать требования внешнего и, возможно, внутреннего проектирования, а во-вторых, определить содержание задач, решаемых на каждом уровне, и выявить связи между ними. Удовлетворение требований внешнего проектирования всегда является результатом компромиссного решения частных задач проектирования.
На первом уровне требования, заложенные в техническое задание в общем виде, переводятся в схемные решения. Например, ограничение по потребным моментам на управление может быть преодолено за счет применения альтернативных структурно-компоновочных вариантов самолета.
На втором уровне определяются основные параметры размерности самолета: тяговооружённость, удельная нагрузка на крыло и т.д. Исходя из выбранной концепции определяются состав и варианты коммерческой нагрузки, а также требования по её размещению. В зависимости от заданной массы коммерческой нагрузки, оборудования и снаряжения определяются расчётным путём в первом приближении массовые характеристики самолёта. Это - первый этап весового проектирования самолёта. Он характеризуется определением массы самолёта, выявлением групп элементов, масса которых известна, а также контролем над соотношением масс отдельных агрегатов и систем самолёта по уравнению массового баланса самолёта:
Выражение (3.1) демонстрирует зависимость основных составляющих уравнения весового баланса от параметров агрегатов и систем самолёта. Третий уровень начинается с формирования компоновочной схемы самолёта, заключающегося в осуществлении взаимной пространственной увязки основных компонуемых элементов самолёта. Компоновка производится на базе выбранной схемы, определяющей основные параметры. В процессе компоновки определяются внешние и внутренние формы, расположение полезной нагрузки, оборудования, снаряжения, агрегатов СУ и т. д. Этот этап заканчивается расчётом собственных и переносных моментов инерции и массы самолёта во втором приближении, центровкой самолёта и уточнением основных проектных параметров. mo=Zmj;
Далее проводится расчёт характеристик самолета. По результатам компоновки уже известны основные размеры, формы и массово-инерционные характеристики. Данной информации достаточно для определения: балансировочных характеристик, аэродинамических характеристик, характеристик устойчивости и управляемости.
Исходя из полученных значений принимается решение о ходе дальнейшего проектирования.
Заканчиваются работы на этом уровне расчетом характеристик функционирования самолета. Они определяют самолет как сформированный объект. К числу таких характеристик относятся масса третьего приближения, лётно-технические, взлётно-посадочные характеристики.
На четвертом уровне проводится расчет характеристик эффективности функционирования самолета, к числу которых относятся экономические характеристики и характеристики целевой эффективности самолёта.
Пятый уровень является заключительным для данного этапа. В случае удовлетворения всех требований внешнего проектирования и отсутствия противоречий на этапах внутреннего проектирования процесс формирования облика самолёта заканчивается техническим предложением на самолёт, т. е. выпуском чертежей общего вида, компоновки, трёхмерной каркасно-кинематической модели, а также выдачей характеристик самолёта и результатов по частным критериям эффективности всех уровней.
В совокупности специфика требований 1-го, 2-го и 3-го уровней позволяет разделить задачу анализа моментно-инерционного облика на составляющие и произвести независимые исследования в рамках формирования моментно-инерционного облика самолета.
Теоретические аспекты синтеза компоновочных схем самолета при критичности моментно-инерционного фактора
Поскольку моделирование является разделом науки, предлагающим способы исследования свойств объектов на основе замещения их моделями [20], предоставляющими более удобные средства для изучения, оно нашло широкое применение в различных сферах человеческой деятельности, особенно в областях, связанных с проектированием и управлением. Это объясняется тем, что данные задачи основаны на процессах принятия эффективных решений, непосредственно зависящих от получаемой информации. Целью моделирования являются получение, обработка и использование информации об объектах, которые взаимодействуют между собой и с внешней средой; а модель выступает как средство познания свойств и закономерностей поведения объекта. Цель моделирования непосредственно влияет на то, какие свойства исследуемого объекта оказываются существенными, а какие нет. Таким образом, в зависимости от целей можно получить взаимно противоречивые модели одного и того же объекта. В данной работе используется математическое моделирование, являющееся одним из наиболее универсальных видов моделирования. Основой математического моделирования [18] является система математических соотношений, находящихся в соответствии с моделируемым физическим процессом. Решение данной системы позволяет получить ответ на вопрос о поведении объекта без создания дорогостоящей физической модели. Одними из необходимых компонентов решения любой творческой задачи являются: оперативные элементы, стратегия и статическая система. В процессе решения задачи моментно-инерционной компоновки названные компоненты могут быть интерпретированы следующим образом [46]: оперативные элементы - функциональные элементы, входящие в состав самолёта и обеспечивающие выполнение им заданной задачи (крыло, двигатели, топливо и т.п.); стратегия - система правил, позволяющая построить из набора функциональных элементов работоспособный вариант компоновки самолета и оптимизировать его по некоторому критерию; статическая система - особым образом формализованное пространство, позволяющее размещать, координировать и перемещать в нем функциональные элементы.
Таким образом, при разработке нового метода моментно-инерционной компоновки самолета стоит задача формального представления функциональных элементов, компоновочного пространства и процедур компоновки [75]. В соответствии с проведенным ранее анализом легко видеть, что рассматриваемые классы самолетов обладают дополнительными ограничениями со стороны моментно-инерционных показателей, что требует внесения изменений в процесс проектирования самолета и не позволяет применить в чистом виде традиционные подходы. Это обстоятельство требует разработки новых моделей, методик, алгоритмов для корректного формирования моментно-инерционного облика самолета. В свою очередь, самолет как объект проектирования представляет собой большую и сложную техническую систему, обладающую развитой иерархической структурой. В соответствии с системным подходом, который лежит в основе метода автоматизированного проектирования, при решении задач определенного иерархического уровня нет необходимости разрабатывать модели всей иерархии системы, а для получения приемлемого результата достаточно рассмотреть системы на два порядка ниже или выше. Следовательно, для успешного решения задачи необходимо разработать модели для каждого элемента на выбранном уровне, при этом в модели верхних уровней включаются модели нижних уровней. На каждом иерархическом уровне модель представляет собой связи, представленные в виде уравнений, описывающих зависимости между параметрами и характеристиками. Таким образом рассматриваются системы и крупные агрегаты.
В данной работе принято, что уровню i=l соответствует модель системы управления. На втором уровне рассматриваются системы и крупные агрегаты, а на третьем - те элементы, из которых эти системы и агрегаты состоят. Каждый элемент характеризуют несколько моделей. Нами будут рассмотрены только те модели, которые необходимы для успешного решения задачи моментно-инерционной компоновки на ранних этапах проектирования. Во-первых, это математические модели расчёта геометрических, массовых и моментно-инерционных характеристик компонуемых элементов, а во-вторых, структурно-параметрические модели системы управления рулями самолета. Кратко рассмотрим перечень требований и особенности моделей.
Геометрические модели описывают отношения между параметрами самолёта и его агрегатов, характеристиками их форм и размеров, определяют компоновочные объемы и допустимые диапазоны компоновки. Данные этих моделей являются входной информацией для весовых, моментно-инерционных, прочностных расчётов, компоновки самолёта, разработки технологических процессов и т.д. Массовые модели обеспечивают расчёт массы отдельных элементов и самолёта в целом на всех уровнях проектирования. В основу моделей положены связи между геометрией, нагрузками, особенностями конструктивно-силовой схемы оборудования, силовой установки, массой топлива и коммерческой нагрузки.
В свою очередь, моментно-инерционные модели используют информацию о геометрических и массовых характеристиках самолёта. Следовательно, можно представить, что в основе моментно-инерционных моделей лежат массовые и геометрические модели, которые являются, по сути, параметрами моментно-инерционных моделей. Повышению точности расчетов моментно-инерционных параметров способствует наличие у самолета плоскости симметрии и установившихся зон компоновки отдельных систем и агрегатов.
Совокупность рассмотренных моделей позволяет сформировать математические модели процедур формирования моментно-инерционного облика самолета. Модель компоновочного пространства представляет трехмерное пространство в связанной системе координат. Модель процедур компоновки построена на базе формальных и эвристических зависимостей и обеспечивает взаимную пространственную увязку основных элементов самолета с учетом требований к их эксплуатации.
Для оценки вариантов проектно-конструкторских решений используется эффективностная модель, позволяющая оценить полученные проектно-конструкторские решения. Модель отражает связи между параметрами отдельных агрегатов и самолета в целом с частными и общими критериями эффективности, рассматриваемыми в работе. При разработке новых и использовании известных моделей принято, что отклонение характеристик физических и математических моделей должно быть не более ±5%.
Геометрические модели
Аварийный контур предназначен для управления самолетом в случае возникновения отказов, ведущих к существенному ограничению управляемости самолета, и должен обеспечивать управление самолетом во время планирования и посадки или, в отдельных случаях, - до восстановления работоспособности основного контура системы управления.
В целом применять эту классификацию к системе управления определенного самолета в чистом виде не всегда целесообразно, в силу того, что в системе управления обычно реализуется несколько различных подходов к согласованию работы альтернативных контуров. Однако при рассмотрении проблем согласования моментно-инерционного облика самолета с возможностями системы управления рулями мы должны провести комплексный анализ как моментно-инерционных показателей и их изменения в зависимости от целевой нагрузки и выработки топлива в течение полета, так и возможностей системы управления. Ранее были рассмотрены общие требования к системам управления самолетов, достижение которых возможно с применением различных подходов к формированию облика системы управления рулями (рис. 5.8), Каждый из подходов имеет особенности бесгТечеішУаданн Нас в первую очередь интересуют параметры работы альтернативных вариантов системы управления на аварийных режимах работы, когда происходят веерные отказы энергетических и информационных систем и как следствие - снижение функциональности и эффективности системы управления рулями. Наша задача состоит в том, чтобы не допустить значительного изменения ожидаемой, со стороны летчика, управляемости за счет рационального моментно-инерционного облика с одной стороны и обеспечить минимальную массу за счет выбора рационального для данной стратегии уровня секционирования - с другой. Это требует всестороннего анализа режимов работы альтернативных вариантов построения системы управления, первыми из которых мы рассмотрим наиболее прогрессивные - электродистанционные системы управления.
Анализ электродистанционных систем управления По физическому принципу работы электродистанционные системы можно разделить на две основные группы, основанные на использовании аналогового или цифрового [8] оборудования.
Аналоговые системы находили применение в качестве основных контуров на первых этапах развития дистанционных систем управления. В дальнейшем, по мере развития электроники, доминирующие позиции заняли цифровые системы, которые позволяют реализовать достаточно сложные адаптивные режимы управления и оперативно изменять их в зависимости от ситуации. Однако и на современном этапе развития аналоговые системы находят применение в качестве резервного электродистанционного контура управления, основанного на альтернативных физических принципах работы.
Основное достоинство электродистанционных систем управления заключается в том, что такие системы позволяют легко моделировать требуемый закон управления и в дальнейшем модифицировать его в соответствии с текущей ситуацией без существенного изменения системы. Достаточно просто производится коррекция команд летчика в соответствии с гГр"ёдполаТаемым маневром й текущими параметрами самолета.-Электродистанционные системы значительно легче автоматизировать, используя алгоритмы улучшения устойчивости и управляемости, управления нагрузками. Современные электродистанционные системы позволяют производить перенастройку групп поверхностей управления во время полета в случае отказа нескольких двигателей или заклинивания отдельных поверхностей управления.
Электродистанционные системы обладают наилучшими динамическими показателями: меньшая инерционность контура, отсутствие вредного трения в линии передачи сигнала, а также упругости и люфтов, характерных для гидромеханических систем, позволяют применять джойстики, спроектированные в полном соответствии с требованиями пилотов. Электродистанционные системы подвержены отказам общего типа, так называемым лавинообразным отказам. Обнаружить такие отказы с помощью системы контроля удается достаточно редко. Это связано, с одной стороны, с присутствием «скрытых общих точек» (например, энергетические системы, системы контроля и т.д.), с другой стороны - со слабой помехозащищенностью как от внешних электромагнитных воздействий, так и от внутренней интерференции. В качестве перспективных технологий, способных кардинально повысить уровень помехозащищенности линии передачи сигнала, рассматриваются волоконно-оптические системы.
При использовании цифровых электродистанционных систем управления, кроме отказов оборудования, приходится сталкиваться со специфичными для цифровых систем отказами программного комплекса. Именно поэтому достаточно часто находит применение режим параллельной работы альтернативных программных комплексов, которые, как правило, работают на основе оборудования разных видов. При этом необходимо также учитывать, что трудоемкость создания программного обеспечения, отвечающего современным требованиям надежности и функциональности, соизмерима с трудоемкостью разработки аппаратной части системы управления.
На данном этапе научно-технического развития электродистанционные системы явл я1ш;ся наиболее"_ гіерспектйвньїмй "й отбльзуются- в"качёст7ве основных систем управления в большинстве современных самолетов, а с учетом постоянного совершенствования элементной базы и накопления опыта эксплуатации систем управления смешанного типа электродистанционные системы вытесняют альтернативные типы систем управления.
Однако перечисленные ранее недостатки долгое время сдерживали применение чисто электродистанционных систем на пассажирских самолетах рассматриваемых классов. В большинстве пассажирских самолетов электродистанционные системы управления применяются совместно с гидромеханическими, при этом штатная эксплуатация возлагается на электродистанционный контур, а функция аварийной посадки - на гидромеханический контур, который традиционно считается более надежным. Нельзя не отметить, что на перспективных самолетах все чаще применяются чисто электродистанционные системы управления, однако и в этом случае стараются предусмотреть аварийные неавтоматизированные режимы работы, когда управление самолетом производится непосредственно летчиком. И именно на этих режимах в сложных пилотажных условиях возможно значительное рассогласование фактической и ожидаемой летчиком управляемости.
В целом электродистанционные системы управления обладают наибольшей функциональностью и гибкостью в обеспечении всех режимов полета. Анализ комбинированных систем управления с поочередной работой контуров с замещением отказавшего контура
Основная проблема, связанная с обеспечением совместной работы электродистанционного и гидромеханического контура, состоит в том, что эти контуры, в силу значительных различий в физических принципах функционирования, могут иметь существенное рассогласование в значениях выходных параметров. _ j3_ зависимости от способа согласования работы нежелательные последствия могут проявляться либо в виде скачка при переходе от одного контура к другому, либо в виде взаимной интерференции управляющих сигналов, что в свою очередь отрицательно сказывается на динамике управления самолетом.
Похожие диссертации на Моментно-инерционный фактор в формировании облика самолета
-
