Содержание к диссертации
Введение
1. Особенности формирования моментно-инерционного облика дальнемагистрального самолета и постановка задачи исследования 18
1.1. Описание процесса формирования облика ДМС БП 18
1.2. Анализ систем управления магистральных самолетов 37
1.3. Методы определения моментов инерции 79
1.4. Постановка задачи исследования 85
1.4.1. Вербальная постановка задачи 85
1.4.2. Математическая постановка задачи 86
1.5. Номенклатура проектных моделей и требования к ним 90
1.6. Выводы 93
2. Модели агрегатов и систем самолёта 94
2.1. Методика согласования моментно-инерционного облика самолета с возможностями системы управления 95
2.2. Моделирование системы управления в канале крена 101
2.3. Геометрические модели 113
2.4. Массовые модели 117
2.5. Моментно-инерционные модели 119
2.6. Выводы 128
3. Программный комплекс 130
3.1. Анализ основных требований предъявляемых к современным системам автоматизированного проектирования 133
3.2. Назначение и возможности подсистемы 136
3.3 Основные режимы работы программного комплекса 143
3.4. Параметры, варьируемые в подсистеме и выходные данные проекта 150
3.5. Требования к аппаратной части вычислительного комплекса 152
3.6. Выводы 153
4. Проектные исследования 154
4.1. Постановка задачи, учитываемые факторы и допущения, принятые в рамках исследования 154
4.2. Аппроксимация результатов исследования 163
4.3. Анализ влияния компоновочных зон топлива и двигателей на изменения моментно-инерционных характеристик по дальности полета 165
4.4. Анализ влияния изменения моментно-инерционных характеристик в течение полета на выбор структуры системы управления 175
4.5. Анализ влияния моментно-инерциошюй компоновки на дальность полета 181
4.6. Перспективные направления исследования моментно-инерционного облика дальнемагистральных самолетов большой пассажировместимости 188
4.7. Выводы 190
Выводы 191
Заключение 193
Литература 198
Приложение 210
- Номенклатура проектных моделей и требования к ним
- Моделирование системы управления в канале крена
- Основные режимы работы программного комплекса
- Анализ влияния компоновочных зон топлива и двигателей на изменения моментно-инерционных характеристик по дальности полета
Введение к работе
Повышение требований к характеристикам современной авиационной
техники обусловило широкий поиск новых проектно-конструкторских
решений. Одним из направлений поиска является концепция
дальнемагистральных самолетов большой и сверхбольшой
пассажире вме стим о сти.
Разработка таких самолетов на современном уровне требует решения целого ряда научно-технических задач, среди которых можно отметить:
учет инфраструктурных ограничений и ограничений по наземному обслуживанию в местах предполагаемого базирования самолёта;
создания системы безопасного покидания самолёта пассажирами в случае аварийной посадки;
обеспечение антитеррористических мероприятий;
анализ влияния растущих моментов инерции на облик системы управления;
анализ энергопотребления системы управления;
определение инерционных нагрузок на самолет при вращательных эволюциях;
исследование устойчивости и управляемости самолета и т.д.;
учет влияния моментов инерции конструкции планера на собственные частоты колебаний.
Введение в эксплуатацию дальнемагистральных самолетов большой пассажировместимости устранит основные затруднения гражданской авиации сегодняшнего дня, связанные с увеличением мировых пассажиропотоков и как следствие с недостаточной пропускной способностью аэропортов. Снижение числа машин, необходимых для обеспечения заданного объёма перевозок, позволит лучше их использовать, обслуживать и, наконец, что очень важно, повысить безопасность эксплуатации вследствие уменьшения числа посадок и взлетов в наиболее загруженных аэропортах. Кроме того, ожидаемые более низкие значения
эксплуатационных расходов на одного пассажира не только позволят окупить затраты на проектирование, разработку и постройку необходимого парка машин, но и будут способствовать снижению себестоимости эксплуатации, а следовательно, и дальнейшему увеличению объёма пассажирских перевозок.
Период конца 60-х - начала 70-х дал авиации целое семейство широкофюзеляжных пассажирских самолетов А310/АЗЗО/А340, ИЛ-86, L-1011,DC-10,B747-200/300.
В соответствии с растущими запросами рынка пассажирских авиаперевозок, производители авиационной техники приступили к разработке современных самолетов большой пассажировместимости (А-380, КР-860, ТУ-4ХХ и т.д.). Работа над созданием ДМС БП, в настоящее время ведется в Airbus, Boeing, ОКБ «Туполев», и т.д.
На этих примерах можно проанализировать диалектику решения проблем, стоящих перед создателями дальнемагистральных самолетов большой пассажировместимости. Одной из задач является обеспечение управляемости перспективных большегрузных самолетов. При увеличении размеров самолета взлетная масса, как известно, растет пропорционально кубу линейного размера, моменты же инерции пропорционально пятой степени, что непосредственным образом сказывается на управляемости. Решение этой проблемы в рамках отделов систем управления зачастую оказывается неэффективным, и требует более широкой проработки и согласования.
Система управления самолета - одна из основных и важных бортовых самолетных систем, во многом определяющая эксплуатационные возможности самолета и безопасность его полета. Это накладывает самые жесткие требования к надежности и эксплуатационной технологичности систем управления рулями гражданских самолетов.
В большинстве случаев при проектировании самолетов предыдущих поколений [40], выбор параметров системы управления, осуществлялся на основании обеспечения времени перекладки рулевой поверхности из одного крайнего положения в другое менее чем за 0.8 -1.0 секунд, исходя из концепции удовлетворения требований летчика к управлению. «Эти
требования являются следствием автоматизмов, выработанных при обучении технике пилотирования на легких самолетах». Кроме того, это условие является следствием требования к гидромеханическим системам управления: «усилия на управляющих рычагах не должны превышать усилия, обусловленные загрузочным устройством». Считается, что летчик не сможет выполнить перекладку рычага управления быстрее, чем за 0.8 -1.0 секунды, иначе он упрется в управляющую точку необратимого гидроусилителя, и требования к усилиям управления будут нарушены. Далее, нерасчетные нагрузки на золотник необратимого гидроусилителя приводят к его повреждению, установка компенсирующей пружинной тяги или золотника с заведомо большим ходом может привести к нежелательным изменениям частотных характеристик линии передачи сигнала системы управления. Необходимо отметить, что при таком подходе требования обеспечения управляемости по моментно-инерционным показателям удовлетворялись автоматически с большим запасом, а, следовательно, с большим завышением массы по этому критерию.
На основании летных испытаний [40], для обеспечения нормальной маневренности магистральных самолетов необходимые скорости рулевого привода могут быть в 4 - 5 раз меньше, чем выбранные из условия перекладки управляющей поверхности за 0.8 -1.0 секунду.
С другой стороны ряд особенностей перспективных дальнемагистральных самолетов большой пассажировместимости, таких как малые запасы аэродинамической устойчивости, при возможном наличии локальной неустойчивости, привели к увеличению требований эффективности поперечного управления. Согласно нормам летной годности АП-25 система управления должна обеспечивать вывод самолета из установившегося разворота с креном 30 и ввод в разворот противоположного направления с креном 30 ... за время не более 6-7с, на малых скоростях полета.
Следовательно, при проектировании системы управления современных дальнемагистральных самолетов приобретает актуальность критерий
обеспечения моментно-инерционных характеристик, так как, с одной стороны эти самолеты обладают большей размерностью и увеличенными моментами инерции, с другой стороны обеспечение требований устойчивости и управляемости возлагается на автоматизированную систему штурвального управления. В этом случае отсутствует непосредственная механическая связь между рычагами управления и исполнительным устройством. При этом в аварийный механический контур управления могут быть установлены компенсирующие устройства, которые с учетом некоторого ухудшения характеристик управляемости, должны обеспечить необходимый уровень эффективности, в условиях работы через аварийный контур системы управления рулями самолета.
Таким образом, требования к системе управления по критерию обеспечения времени перекладки рулевой поверхности, снижаются и можно определять структурно параметрические характеристики системы управления на основании обеспечения моментно-инерционных характеристик самолета.
Характерное для современных ДМС БП увеличении линейных
размеров, приводит к росту моментов инерции самолета пропорционально
четвертой степени, а вместе с ними и к росту потребных управляющих
моментов, что вступает в противоречие с возможностями системы
управления, и требует адекватных мер со стороны проектировщиков.
Наглядным примером этому служат самолеты таких авиационных фирм как
ОКБ «Туполев», Airbus, Boeing. Анализ проблемы позволяет выявить особую
актуальность согласования моментно-инерционных показателей для
современных дальнемагистральных самолетов большой
пассажировместимости.
Для получения требуемого уровня управляемости возможны несколько направлений исследований, первый связан с увеличением располагаемых моментов, а второй со снижением потребных моментов на управление.
Увеличения располагаемых моментов предполагает соответствующее увеличение площадей поверхностей управления. Однако в канале крена это
приводит: во-первых, к потерям полезной площади крыла, которую у дальнемагистральных самолетов большой пассажировместимости желательно использовать для механизации и улучшения взлетно-посадочных характеристик, во-вторых, к повышению уровня энергопотребления системы управления, и соответственно к росту массы исполнительных устройств. Проблема нехватки мощности энергетических систем усугубляется рядом особенностей перспективных дальнемагистральных самолетов большой пассажировместимости, что подтверждается работами ученых ЦДГИ. Традиционное расположение исполнительных устройств за центром жесткости сечения приводит соответственно к снижению скорости флаттера. Широкое применение находят альтернативные типы поверхностей управления, таких как интерцепторы, элерон-закрылки и другие. Однако их применение имеет ряд ограничений связанных с размещением и геометрическими параметрами таких поверхностей, что выражается в относительно небольшой эффективности или в наличии зон нечувствительности.
Другой путь увеличения располагаемых моментов связан с увеличением плеча приложения силы, что достигается за счет перемещения поверхностей управления на увеличенное расстояние от оси вращения самолета. В большинстве случаев для поверхности управления выбирается расположение, обеспечивающее максимальный управляющий момент относительно заданной оси при текущих схемных решениях в облике самолета. Например, в канале крена, выбор плеч рулевых поверхностей, ограничивается размахом крыла. Поскольку размах крыла выбираемся исходя из условия удовлетворения требований, не связанных с управляемостью самолета, то компоновочное поле рулей имеет ограниченные размеры и, как правило, значительно повлиять на величину располагаемых управляющих моментов через параметры плеча приложения силы, без концептуального изменения облика самолета, не удается. Дополнительным фактором, ограничивающим величину плеча, является недостаточная, без специальных мероприятий, жесткость законцовки крыла, в частности для элеронов это приводит к потере эффективности или к обратной реакции.
Еще одним способом повышения располагаемых моментов является повышение эффективности системы управления за счет применения энергетических методов основанных на использовании избыточной мощности силовой установки, которую необходимо заранее зарезервировать.
Рассмотренные способы увеличения эффективности системы управления приводят с одной стороны к росту собственных моментов инерции крыла, и, как следствие, к циклическому увеличению моментов инерции всего самолета, а с другой к повышению уровня энергопотребления.
Следовательно, особую актуальность получает задача обеспечения требуемого уровня управляемости за счет снижения моментов инерции самолета. Необходимо отметить, что кроме снижения моментов инерции во многих случаях наиболее важной задачей является обеспечение стабильности моментов инерции самолета в течение полета.
Проведенный анализ известных проектно-конструкторских решений подтвердил, что одним из основных аспектов, позволяющих сделать успешный образец ДМС БП, является выбор рациональных вариантов моментно-инерционной компоновки. Это определило актуальность задачи разработки научно-методического обеспечения для проведения комплексных исследований по выявлению рациональных конструктивно-компоновочных решений на базе математического моделирования с использованием ЭВМ и средств машинной графики.
Предпосылкой для решения этой задачи является опыт разработки магистральных самолетов, а также научно-методическая база. Её анализ показывает, что отдельные аспекты специфических проблем проектирования конструкции, оборудования и эксплуатации самолётов рассмотрены в работах Г.В. Александрова [8], В.Я. Бочарова [8; 12], ПС. Бюшгенса [8], В.И. Гониодского [20], Ю.Г. Живова [8], М..И. Ионова [40], В.И. Козловского [104], М.Ю. Куприкова [47; 58], Н.К. Лисейцева [67; 73], В. 3. Максимовича [79], В. В, Мальчевского [81], В.Г. Микеладзе [8;80], С.Я. Наумова [8], К.М. Наджарова [86; 87], О. С. Самойловича [90; 92; 93], Ф.И. Склянского [20], В.Н. Семенова [40], А.С. Устинова [8], В,М. Шейнина [104], И.С. Шумилова
[20], Ю.Ф. Шелюхина [8] и ряда других отечественных и зарубежных авторов, учёных ЦАГИ [8] и других авиационных НИИ.
В работах 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 работах М.Ю. Куприкова проведён анализ влияния инфраструктурных ограничений на размерность и компоновку ДМС БП. В работах В.В. Мальчевского предложен матрично-топологический метод синтеза схемы и компоновки самолета. В работах В.З. Максимовича рассматриваются вопросы формирования облика перспективных ДМС. Работы О.С. Самойловича посвящены взаимной увязке и интеграции элементов планера и систем самолета при формировании облика оригинальных схем ДМС БП. В работах М.И. Ионова, В.Н. Семенова произведен анализ влияния различных факторов на облик системы управления самолета. Работы Ф.И. Склянского, В.И. Гониодского, И.С. Шумилова посвящены задачам проектирования систем , управления самолета. Работы К.М. Наджарова посвящены проблемам определения в процессе проектирования картины изменения объемно-тарировочных, центровочных и массово-инерционных параметров топливной баковой системы. В работах Р.Е. Ламп ера исследуются виды и задачи флаттера. В работах В.Г. Микеладзе рассматриваются вопросы аэродинамики органов управления. Работы С.Я. Наумова посвящены задачам устойчивости и управляемости магистральных самолетов. В работах В.Я. Бочарова рассматриваются современные актуальные проблемы систем управления и энергетических систем магистральных самолетов. Работы Ю.Ф. Шелюхина посвящены системам улучшения устойчивости и управляемости. В работах Г.В. Александрова, Ю.Г. Живова, А.С. Устинова рассмотрены проблемы и перспективы активных систем управления.
Многообразие схем и вариантов моментно-инерционных компоновочных решений не позволяет исследовать всю область реализуемых компоновок самолета традиционными, не автоматизированными методами. В
известных, до настоящего времени, работах, вопросы автоматизированной компоновки самолетов рассматриваются на уровне концепций построения компоновочных схем, или в них описываются конечные результаты применения отдельных компоновочных программ. Стоит отметить, что большинство систем автоматизации статичны и ориентированны на решение узкого класса задач с помощью использования строго ограниченного набора средств современных интегрированных CAD/CAM/CAE систем.
Работами в области автоматизированной компоновки самолета занимались как в нашей стране, так и за рубежом. Среди них следует отметить работы В.В. Мальчевского [79; 80], X. Хаберланда, В.Л. Колесникова и др. Эти разработки были посвящены компоновке самолета в рамках формирования его облика посредством САПР.
В работах В.В. Мальчевского предложена методика автоматизированной продольной компоновки. В данной методике построение математической модели компоновки базируется на следующих допущениях:
элементы компоновочной цепочки группируются последовательно и без зазоров между собой;
элементы компоновки устанавливаются перпендикулярно либо продольной оси самолёта, либо к борту пассажирской кабины.
На основании этих допущений в вычислительную программу для ЭВМ вводят процедуры, которые рассчитывают основные размеры элементов компоновки и определяют координаты их положения так, чтобы агрегаты в цепочке размешались плотно друг за другом и вписывались в компонуемый объём. В зонах между цепочками вычислительная программа осуществляет установку компонуемых блоков с заданным шагом. Координаты их положения рассчитываются с учетом условия вписывания в геометрию фюзеляжа, а также обеспечения необходимых расстояний до поперечных перегородок. Возможны различные варианты их установки: блоки кресел устанавливаются перпендикулярно продольной оси самолета, вдоль линии борта кабины, на прямолинейных направляющих. Расчётные процедуры по
формированию компоновочных цепочек являются основным элементом диалоговой системы компоновки.
При предложенном подходе возможно решение двух задач компоновки: прямой и обратной. Прямая задача заключается в размещении компонуемого оборудования в заданном объеме. Обратная задача касается вопроса формирования геометрии при заданных исходных данных. Это позволяет сделать вывод о целесообразности применения данного метода при предварительном проектировании.
В автоматизированной системе проектирования самолетов Visual-CAPDA выполненной под руководством X. Хаберланда также имеется хорошо развитый модуль компоновки. Все изменения в компоновке тут же отображаются на виде в плане. Система не проверяет соответствия задаваемых параметров и компоновки в целом нормам FAR, предоставляя пользователю большую свободу действий. Более того, система не проверяет соответствие заданных параметров грузовых отсеков, внешним обводам кабины, допуская выход отсеков за пределы внешних обводов фюзеляжа. В системе содержится база данных по стандартным агрегатам и параметрам. Пользователь может выбрать все компоненты из предлагаемого ему набора и задать их абсолютные координаты.
Таким образом, можно сделать вывод о том, что при создании методик и алгоритмов автоматизированной компоновки самолетов недостаточно внимания уделялось вопросам моментно-инерционной компоновки, в то время как они, определяя меру инертности самолета при вращательных движениях, становятся определяющими для перспективных дальнемагистральных самолетов большой пассажировместимости.
Практическая ценность диссертационной работы
Разработанные методы расчета и модели использованы в созданной,
при участии автора, подсистеме формирования облика самолета. Она
является современным «инструментом» проектировщика-исследователя для
выработки проектных рекомендаций по проектированию
дальнемагистральных самолетов большой пассажировместимости.
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.
Внедрение результатов
Разработанные методики и модели, алгоритмы и программы, вошедшие в подсистему, внедрены на «НТК ВВС» в/ч 44386.
Основные теоретические положения и некоторые результаты исследования опубликованы автором в научных статьях [30, 31], а также содержатся в тезисах докладов [24 - 29] и выступлениях на международных научно-технических конференциях.
Объем и структура работы
Диссертационная работа состоит из введения, четырех разделов, выводов по работе, списка литературы (116 работ отечественных и зарубежных авторов) и приложения. Общий объем диссертации - 216 страниц, включая 10 таблиц и 77 рисунков.
Во введении анализируется состояние проблемы создания дальнемагистральных самолетов большой пассажировместимости на современном этапе научно-технического развития, сформулирована цель исследования, дается общая характеристика диссертации.
В первом разделе даётся описание структуры проектных процедур формирования облика дальнемагистральных самолетов большой пассажировместимости, особенностей и задач этапа формирования облика системы управления, анализ альтернативных схем системы управления, анализ альтернативных направлений согласования моментно-инерционного облика с возможностями системы управления самолета, на основе которого были выявлены основные направления, и произведена постановка задачи исследования.
Второй раздел посвящен формализации методов и оперативных элементов, определяющих решение задачи согласования моментно-инерционного облика самолета с возможностями системы управления в канале крена.
В третьем разделе приведено описание алгоритмов и их места в системе автоматизированного формирования облика дальнемагистральных самолетов большой пассажировместимости и созданию диалоговой подсистемы анализа влияния моментно-инерционной компоновки на области реализации альтернативных стратегий формирования облика системы управления в канале крена, как инструмента проведения проектных исследований.
В четвертом разделе даны результаты проектных исследований, параметров и схем внутренней компоновки крыла, приведено описание ограничений и допущений, принятых в рамках исследования, и результаты анализа влияния моментно-инерционной компоновки на области реализации альтернативных подходов к формированию облика системы управления. В конце раздела приводятся рекомендации по проектированию дальнемагистральных самолетов большой пассажировместимости.
В приложении даны материалы о внедрении результатов работы, адекватности моделей, примеры распечаток таблиц с параметрами и характеристиками по проектам самолетов, рассмотренных в процессе исследования.
Номенклатура проектных моделей и требования к ним
Д.А. Поспелов и В.Н. Пушкин установили, что непременными компонентами 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 [80]: оперативные элементы - функциональные элементы, входящие в состав самолёта и обеспечивающие выполнение им заданной задачи (крыло, двигатели, топливо и т.п.). Данные элементы формализованы во второй главе. 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.
Как было показано выше, определяющим условием создания дальнема-гистрального самолета большой пассажировместимости является рациональная моментно-инерционная компоновка относительно оси ОХ с точки зрения получения стабильных моментно-инерционных показателей удовлетворяющих потенциальным возможностям выбранного типа системы управления. Эти особенности не позволяют в полной мере применить изложенные во введении подходы к автоматизированному проектированию и требуют модификации процесса проектирования самолетов. Решение данной задачи требует разработки соответствующих моделей, методик, алгоритмов и программного комплекса позволяющего производить оценку моментно-инерционных характеристик дальнемагистральпого самолета большой пассажировместимости на ранних этапах проектирования.
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, описывающие зависимости между параметрами и характеристиками.
На следующем уровне рассматриваются системы и крупные агрегаты, а на третьем - те элементы, из которых эти системы и агрегаты состоят. Каждый элемент характеризуют несколько моделей. В данной работе будут рассмотрены только те модели, которые необходимы для успешного решения за дачи моментио-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, оборудованием, силовой установки, топливом и коммерческой нагрузкой. Следовательно, можно представить, что в основе массовых моделей лежат геометрические критерии, которые являются, по сути, параметрами массовых моделей.
В свою очередь моментно-инерционные модели используют информацию о геометрических и массовых характеристиках самолёта. Повышению точности расчетов моментно-инерционных параметров способствует наличие у самолета плоскости симметрии, и установившихся зон компоновки отдельных систем и агрегатов.
Для оценки вариантов проектно-конструкторских решений используется эффективностная модель, позволяющая оценить полученное проектно-конструкторское решение. 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%.
При исследовании некоторые модели и подходы к их формированию могут быть использованы из аналогичных систем и работ для других типов летательных аппаратов, анализ некоторых из них приведён выше. Ряд моделей приведен в работах [8, 34, 35, 104, 115, 116].
Моделирование системы управления в канале крена
Анализ существующих проектно-конструкторских решений показал, что в зависимости от параметров летательного аппарата и структурно-параметрического облика суммарная масса системы управления может значительно варьироваться (150-180%) и достигать нескольких тонн в абсолютном значении. Проведенные исследования позволили выявить закономерности и формально представить их в виде аналитических зависимостей. масса системы управления в канале крена; масса командного устройства; масса линии передачи сигнала; масса исполнительных устройств; масса поверхностей управления; На ранних этапах проектирования достаточно иметь простые статичные зависимости, связывающие массу и геометрию агрегатов системы управления с основными параметрами самолета. Точность эмпирических зависимостей во многом определяется объемом, достоверностью и точностью статистических данных.
Поэтому этапу разработки математических моделей предшествовал этап сбора, согласования, уточнения и исследования статистической информации (таблица 2.2.) по существующим проектно-констру югорским решениям. Назначение: формирование или преобразование управляющего воздействия от летчика в сигнал для линии передачи сигнала. Расположение: в соответствии с требованиями эргономики. Тип сигнала: на входе - механический; на выходе - механический; электрический; оптический. В результате проведённого анализа номенклатуры командных устройств современных магистральных самолётов было выявлено, что в рассматриваемом диапазоне масса командного устройства, практически не зависит от размерности самолетов, и может быть определена в зависимости от типа применяемого командного устройства (таблица 2.3.).
На современном этапе в качестве альтернативных управляющих устройств находят применение аналоговые и цифровые бортовые вычислительные комплексы. Линия передачи сигнала Назначение: передача сигнала в прямом направлении: от командного устройства к исполнительному устройству. В некоторых случаях на линию передачи сигнала возлагается обеспечение обратной связи. Расположение: между командным устройством и исполнительным устройством поверхности управления. Тип сигнала: механический, электрический, оптический. На основе проведенного анализа существующих проектно-конструкторских решений и обработки статистики выявлено, что масса линии передачи сигнала в основном зависит от размерности самолета и от типа (таблица 2.4,) линии передачи сигнала: механическая, гидромеханическая, электродистанционная, волоконно-оптическая. Назначение; преобразование сигнала из линии передачи сигнала в механическое воздействие на орган управления. Расположение: возможно ближе к поверхности управления. Тип сигнала: на входе - механический, электрический. Масса исполнительных устройств зависит от: размерности самолета, типа системы управления (использования системы автоматического штурвального управления, применения систем улучшения устойчивости и управляемости, использования систем снижения нагрузок), типа применяемого ис полнительного устройства, от параметров и места расположения поверхностей управления. В первом приближении массу типовых исполнительных устройств для самолетов рассматриваемого класса можно определить следующим образом: для одноканальных (рис.2.4.) исполнительных устройств:
Основные режимы работы программного комплекса
Разработанный программный комплекс можно, условно, классифицировать как систему автоматизированного проектирования специального назначения, так как его основу составляют формализованные знания об исследуемой предметной области. Как правило, к этому типу систем автоматизированного проектирования относят программы прикладного характера, предназначенных для моделирования известных физических процессов, структурно параметрического анализа различных вариантов типовых решений, расчета конкретных конструкций, и т.д. Однако отдельные модули, расчет моментов инерции, имитация полета и др., можно классифицировать как вариационные, так как они основаны на использовании совокупности правил, и представляют собой более общий случай систем автоматизированного проектирования. В этих модулях мы имеем дело с алгоритмами, ориентированными не на конкретную предметную область, а на решение класса родственных задач.
Рассмотрим основные этапы работы программного комплекса. Условно их можно разделить на три стадии: препроцессорная подготовка исходных данных; проведение численного эксперимента; постпроцессорная обработка полученных данных.
На стадии препроцессорной подготовки задаются необходимые для решения исходные данные: формируется геометрическая модель, параметрические матрицы, задаются граничные условия и т.д. Ввод данных в систему возможен несколькими способами. Условно эти способы можно разделить на три категорий: интерактивные - диалоговые, пакетные - табличные и командные. В процессе работы, как правило, применяется диалоговый режим.
Наибольшее распространение интерактивный режим получил в таких современных CAD/CAM/CAE системах, как С ATI A, ProEngeneer, С ADDS-5, UNIGRAPHICS и др. В данных системах превосходно развиты модули геометрического моделирования, которые позволяют формировать практически любые сложные технические объекты. Несмотря на то, что в современных системах представлен практически весь спектр средств для геометрического моделирования, в этих системах отсутствуют диалоговые модули, которые направляли бы проектировщика путём предложения ему проектных альтернатив при решении той или иной прикладной проектной задачи, в то время, как задача ведения конструктора при геометрическом моделировании успешно решена, например, в ProEngeneer эта возможность реализована с помощью меню выпадающих альтернатив.
Таким образом, можно сделать вывод о том, что существующие САПР позволяют вести любые по сложности работы в области проектирования самолетов. Особенностью развития современных систем являются решения направленные на упрощение работы пользователя с элементарными операциями, при этом решение реальных прикладных задач требует глубокого знания возможностей программного комплекса. Это требует от конструкторов и проектировщиков высокой квалификации, как в области проектирования самолётов, так и в области поверхностного и твёрдотельного моделирования, что вызывает большие материальных затраты на обучение специалистов на создание материально-технической базы отвечающей современному уровню.
На сегодняшний день мощность вычислительных комплексов по сравнению с показателями ЭВМ предшествующих поколений возросла в сотни раз и продолжает увеличиваться. Уже нет необходимости подключать несколько терминалов к одной центральной вычислительной машине. Полностью отпала потребность планировать загрузку локальных вычислительных комплексов, и это никоим образом не уменьшает производительность труда проектировщика за счёт простоя машины в то время, когда он думает за компьютером. Современные операционные системы позволяют проектировщику работать одновременно и с программами в интерактивных режимах и с программными комплексами в пакетных режимах для выполнения ресурсоемких задач.
Для вариационных систем характерно применение интерактивных режимов работы, получивших в настоящее время широкое распространение во многих приложениях. При работе в данных режимах, пользователь получает возможность "думать" за пультом ЭВМ, с помощью которого он непосредственно вносит изменения в массивы исходных данных (проектных параметров) и управляет процессом решения задачи. В отличие от пакетного режима, в котором структура входных данных жестко фиксирована, и ввод их осуществляется в строго определенной последовательности, в диалоговом режиме операции ввода (добавление, исключение и корректировка данных) обладают гибкой командной структурой и предусматривают возможность изменения не только записи в целом, но и отдельных ее элементов.
В задачах большой размерности вероятность появления ошибки в исходных данных резко возрастает. «По мере возрастания сложности системы наша способность формулировать точные, содержащие смысл утверждения о ее поведении уменьшается вплоть до некоторого порога, за которым точность и смысл становятся взаимоисключающими» [115]. Исследования по инженерной психологии говорят о степенной зависимости вероятности человеческой ошибки от объема, перерабатываемой человеком информации. На этом основании в работе [116] было высказано предположение о тесной зависимости вероятности ошибки от размера и сложности рассматриваемого массива информации.
В связи с тем, что данный программный комплекс оперирует с достаточно большим объемом разнородных данных, у пользователей могут появиться трудности при одновременном анализе всех данных. В частности, это неудобство дает о себе знать, при попытке проследить за тем, как некоторый фактор соотносится с системой в целом.
С целью смягчения указанных особенностей функционирования в программном комплексе поддерживаются следующие средства анализа информации: цветовая и цифровая индикация элементов и геометрических моделей согласно их классификации; символьное представление нагрузок и граничных условий; использование прозрачности поверхностей и твердых тел; трехмерное изображение реальной геометрии; использование перспективного изображения.
Для облегчения анализа входной информации использованы специальные инструментальные средства, встроенные в программный комплекс. Далее приводится описание этого набора средств, который является достаточно типичным и интуитивно понятным для современного пользователя.
В программном комплексе предусмотрено применение, так называемых, фильтров отображения, с помощью которых с экрана монитора временно удаляется информация, которая в данный момент не представляет оперативного интереса. Используются специальные инструменты визуализации, которые позволяют по отдельности или в любых комбинациях отфильтровать нужную информацию. Таким образом, при включенных фильтрах на экране отображается только та информация из группы, которая связана с текущими фильтрами.
По мере отключения фильтров, постепенно увеличивается объем информации, выводимый на экран компьютера. При этом широко используется цветовая индикация данных одного типа, отличающихся только параметрическими значениями. Следует заметить, что цветовая индикация работает и на отфильтрованных данных.
Анализ влияния компоновочных зон топлива и двигателей на изменения моментно-инерционных характеристик по дальности полета
Учитывая, что моменты инерции зависят только от массы и ее расположения, был произведен анализ массово-инерционных показателей основных агрегатов самолета, как в пространстве по трем осям, так и относительно отдельно взятых осей.
При проведении анализа, на основании геометрических параметров компоновки и распределения массы агрегатов определялись относительные радиусы инерции отдельных агрегатов, которые в совокупности с показателями массы агрегатов позволили сформировать объемные гистограммы моментов инерции самолета и его агрегатов, относительно отдельно взятых осей (рис 4.2.) и в пространстве (рис 2.12) относительно трех осей.
Легко видеть, что градиентом приращения по относительной массе агрегата является квадрат его относительных радиусов инерции, а градиентом приращения по относительному радиусу инерции соответственно удвоенное произведение относительной массы на относительный радиус инерции:
В зависимости от градиента приращения момента-инерции относительно оси ОХ по относительной массе агрегата можно выделить (рис. 4.2.) три характерные для дальнемагистральных самолетов зоны компоновки.
Первая зона с цилиндрической границей, описанный из ВЦМ относительным радиусом ri=0.09-0.21, предпочтительна для компоновки агрегатов с удельной массой более 700 кг/мЗ, здесь желательно размещать агрегаты которые меняют собственный момент инерции в течение полета. Согласно работам [34, 103, 104, 114, 116] доля общей массы самолета, приходящейся на эту, относительно небольшую, зону, составляет 50%-65%.
Во второй зоне, внешней границей которой служит цилиндр, описанный из центра масс относительным радиусом г2= 0.79-0.91, желательно компоновать агрегаты с удельной массой от 200 до 700 кг/мЗ .
В третьей, которую составляет все компоновочное пространство за пределами внешних границ первых двух зон, размещаются агрегаты и отсеки с удельной массой менее 200 кг/мЗ. Компоновка агрегатов меняющих свою массу в течение полета в третьей зоне нежелательна. Оправданным является размещение в ней обтекателей РЛС, антенного оборудования и органов управления.
Сформированные выше положения легли в основу рассматриваемых далее проектных исследований.
Информация, полученная на основании проведенных исследований [34, 103, 104, 114, 116], позволяет сформировать компоновочное поле для размещения внутренних крыльевых топливных баков. Доступное компоновочное пространство описывается системой неравенств вида:
По оси OZ оно ограничено с одной стороны законцовкой крыла, с другой стороны возможным ограничением может стать зона центроплана, если она занята фюзеляжем и нежелательно располагать топливные баки в непосредственной близости от пассажирской гермокабины. По осям ОХ и OY основные ограничения на компоновочные зоны накладываются со стороны геометрических параметров крыла, которые выбираются из условий не связанных с размещением топлива.
При выборе зон компоновки топливных баков необходимо учитывать, что при вращательных эволюциях самолета топливо не участвует в них полностью [104], так как не увлекается стенками топливного бака, а скользит относительно них. Данное обстоятельство приобретает особенную актуальность для топливных баков цилиндрической формы с гладкими стенками, такие топливные баки характерны для фюзеляжа. При вращении относительно продольной оси такого бака собственный момент инерции топлива относительно мал. Для фюзеляжных топливных баков переносной момент инерции относительно оси ОХ также незначителен, это обстоятельство приводит к то му, что полный момент инерции такого бака также мал. Топливные баки, расположенные в крыле имеют непропорциональную прямоугольную форму, небольшую строительную высоту и оребрение стенок в виде стрингеров и нервюр, в силу чего собственный момент инерции топлива в таком баке приближается к моменту инерции твердого тела. Следовательно, для топлива градиент приращения относительного момента инерции по относительному радиусу инерции будет иметь более крутую зависимость по отношению к аналогичной зависимости для двигателей:
На основании проведенного анализа можно сделать вывод, что для топливных баков зависимость приращения моментов инерции топливных баков от радиус вектора от оси ОХ до центра масс топливного бака существенно отличается от аналогичной зависимости для двигателей (4.11), и ее можно записать в общем виде (4.12):
Данная зависимость позволяет сформировать предпочтительные зоны компоновки топливных баков, по градиентам приращений, (шах 0.5-0,7 от размаха крыла) в зависимости от моментно-инерционных показателей для обеспечения стабильности моментов инерции самолета в течение полета при выработке топлива.
Полученная информация после расчета характеристик массы топливных баков [34, 103, 104, 114, 116] и их снаряжения, моментов инерции и положения центра масс каждого топливного бака и всей системы в целом позволяет проанализировать влияние моментно-инерционной компоновки на изменение относительного момента инерции самолета при выработке топлива.
На основе рассмотренной выше характеристической матрицы проанализируем различные варианты компоновочных схем самолётов, каждая из которых включает в себя необходимый набор агрегатов, и удовлетворяет конкретным схемным признакам того или иного ЛА.
Для анализа возьмём несколько компоновочных схем самолетов, которые сформированы на основе теоретически возможных перспективных направлений развития авиационной техники. На рисунках (рис. 4.3, 4.4, 4.5, 4.6.) представлены графики, определяющие изменение параметров моментно-инерционного облика относительно оси ОХ в течение полета для самолетов, обладающих различной моментно-инерционной компоновкой.
