Рис. 21.1. Графики параметрического анализа самолета:

а - Д = const; m = const; б - Рц = const; / - ограиичеине по объему топливных баков в крыле

Краткий анализ методов решения таких задач рассмотрен в разд. 21.4. Здесь же мы отметим, что процесс выбора оптимальных параметров практически трудно, а порой и невозможно осуществить формальными методами поиска экстремума целевой функции на допустимом множестве изменения параметров. При исследовании параметрической модели зачастую требуется применение неформального анализа, поиск компромиссных решений.

Исследование параметрической модели предполагает сочетание расчетов с их разумной интерпретацией. Такой процесс осуществляется путем последовательных приближений, когда рассматриваются различные проектные концепции, для которых выполняются заданные требования и ограничения к проекту. Результаты таких исследований удобно представить в виде графиков, например, в координатах т, S, Рд либо р, Р, нанося на них сетки постоянных значений основных летных характеристик и различного рода ограничений, определяющих область существования самолета. Примеры таких графиков представлены на рис. 21.1. Они дают проектировщику значительный объем информации, необходимый для принятия решений.

Когда расчетные летно-технические характеристики соответствуют потребным, проведен анализ чувствительности самолета выбранной конфигурации к изменению проектных параметров и ограничений, то появляется возможность, выделив из всего многообразия параметров наиболее существенные, провести их оптимизацию по выбранному критерию. Важной задачей является исследование поведения целевой функции в окрестностях оптимума, определение влияния ограничений на величину математического оптимума. Наличие такой информации облегчает принятие решений в компромиссных ситуациях.

Й1.2. ОПИСАНИЕ АЛГОРИТМА ФОРМИРОбАНЙЙ ОБЛИКА САМОЛЕТА

В рамках САПР описанную выше задачу можно реализовать на основе алгоритма, схема которого представлена на рис. 21.2. Алгоритм имеет двухуровневую иерархическую структуру с рациональным распределением функций между ЭВМ и проектировщиком, являющимся высшим звеном иерархии. Операции, выполняемые проектировщиком, на схеме очерчены окружностью, а машинные операции изображены прямоугольником.

На первом этапе проектировщик осуществляет подготовку и ввод в ЭВМ входных данных. Входными данными алгоритма являются прежде всего числовые величины, определяющие значения летно-технических характеристик самолета, диктуемые ТЗ на проект. Вторая группа входных данных формируется из назначаемых проектировщиком схемных решений. На основе анализа требований к самолету, опыта разработки самолетов аналогичного назначения, изучения результатов научных исследований по перспективным направлениям авиастроения, личных творческих способностей проектировщик намечает ряд проектных альтернатив, касающихся:

- балансировочной схемы самолета (нормальная, утка , бесхвостка и т. д.);

- схемы крыла (высокоплан, среднеплан, треугольное и

т. д.);

- схемы оперения (обычная, Т-образная и т. д.);

- схемы шасси (основные стойки на крыле, убираются либо в гондолы на крыле, либо в фюзеляж, основные стойки на фюзеляже и т. д.);

- размещения двигателей (двигатели на крыле, двигатели на фюзеухяже, двигатели на крыле и фюзеляже);

- типа механизации крыла по передней и задней кромкам (наличие либо отсутствие предкрылков, тип закрылков);

- типа управления (ручное, бустерное) и др.

Каждой альтернативе в алгоритме соответствует определенное число - ключ .

Числовые значения входных данных выступают в качестве констант модели для одного варианта расчета. Их ввод осуществляется пользователем с пульта алфавитно-цифрового дисплея.

На основе этих данных, используя информацию, хранящуюся в банке данных, вычисляются или задаются:

- параметры стандартной атмосферы на расчетных высотах полета и расчетное число М полета;

- параметры аэродромов взлета и посадки (впп. впп-

Рэкв. и т. д.);

- избыточное давление в пассажирском салоне;

- прогнозируемые значения аэродинамических характеристик самолета (сотр. св.ш Ккрейс, взл. (хо );

/ Назначение \ / вектора \ 1 схемных 1 I решений L \ {задание I

\канфигурации I/

Статисти

ческие и

нормагпи вно - справа чные данные

Нормирование вхоанои информации определение (задание) параметров 1-io приближения

OnpeSefjgffjg размерных параметров

Рас чет массовых характеристик

Расчет характеристик CLincBoLL установка

Решение уравнения баланса масс

Расчет аэродинамических характеристик

Компоновка и центровка, расчет устой чивос-п управляемости

Расчет ЛТХ

удо6летВоряе>--

Расчет Экономических показателей

Выбор консригурации и диапазона

изменения варьируемых .параметров

Рис. 21.2. Схема алгоритма формирования облика самолета

- коэффициенты, характеризующие изменейие Тяги дбигаТеЛй по скорости и высоте, а также некоторые другие статистические коэффициенты, необходимые для начального приближения проекта;

- начальные значения искомых параметров (Я, х, с, х\, т, ...).

В алгоритме предусмотрена возможность замены статистической информации на расчетную по мере развития проекта, а также возможность назначения проектировщиком значений и диапазона изменения проектных параметров.

В основу определения основных параметров положен традиционный подход (см. гл. 4), в соответствии с которым вначале определяются параметры завязки проекта - удельная нагрузка на крыло р и потребная стартовая тяговооружеиность самолета Pq. В алгоритме предусмотрена возможность задания р проектировщиком.

Далее осуществляется определение составляющих уравнения весового баланса. Для этого вначале проводятся расчеты, связанные с определением массы, геометрических параметров и рабочих характеристик силовой установки. Если самолет проектируется под заданный двигатель, его характеристики могут быть непосредственно введены пользователем. Затем последовательно определяются масса топлива, расчетные перегрузки, масса крыла, оперения, фюзеляжа, щасси, оборудования, снаряжения и управления. В алгоритме предусмотрена возможность задания пользователем массы готовых изделий, входящих в комплектацию проектируемого самолета. Уравнение баланса масс записывается в следующем виде:

(- s) o

(21.9)

где / к. н -масса коммерческой нагрузки; т; - сумма относительных масс конструкции, топлива, силовой установки, оборудования, снаряжения, управления; OTq - взлетная масса самолета; А - результат рещения.

Уравнение (21.9) считается рещенным, если выполняется условие Л = 1 It 0,001. Рещение его осуществляется итерационным способом. Используя начальное статистическое значение взлетной массы и задаваясь некоторой величиной Am, несложно найти расчетное значение взлетной массы, при которой решается уравнение баланса масс. Для ускорения сходимости алгоритма применяется прием деления приращения массы Am пополам в случае, если знак разности (А - 1) меняется на противоположный.

Полученное значение взлетной массы позволяет определить размерные параметры самолета и перейти к реализации итерационных циклов, связанных с удовлетворением условий энергетического баланса самолета. Для этого уточняются геометрические параметры самолета, соответствующие определенному значению взлетной массы и расчетным значениям нагрузки на крыло и

6fартовой тяговооруженности. Затем осуществляется рас*1ет аэро* динамических характеристик самолета. Эти расчеты позволяют заменить статистические данные по аэродинамике, повторить циклы расчетов по определению основных параметров самолета, начиная с определения удельной нагрузки на крыло. Число итераций зависит от того, насколько правильно были выбраны аэродинамические характеристики самолета на этапе формирования начальной информации. В рассматриваемом алгоритме условием выхода из итерации является удовлетворение неравенству

- Щ1

то,-

< 0,001,

(21.10)

где /По£ - значение взлетной массы самолета, определенное на t-M шаге итерации.

Следующий цикл расчетов связан с коррекцией параметров самолета из условия удовлетворения основным требованиям компоновки и центровки. Здесь решается задача определения рационального взаимного расположения крыла, фюзеляжа, оперения и шасси, а также размещения грузов в самолете. Эта цель достигается решением системы уравнений компоновки, отражающих следующие условия и ограничения:

- условие продольной статической устойчивости на крейсерском режиме;

- условие балансировки самолета на взлетно-посадочных режимах;

- условие подъема переднего колеса шасси на скорости 0,95Уотр при взлете;

- условие несваливания на хвост пустого снаряженного самолета при стоянке на земле;

- условие незадевания ВПП хвостовой частью фюзеляжа при отрыве;

- условие незадевания ВПП концом крыла при посадке с максимально допустимым креном;

- условие неопрокидывания на крыло при рулежке по земле с заданным радиусом разворота;

- условие незадевания ВПП носом фюзеляжа при резком торможении;

- условие незадевания ВПП гондолами двигателей (при их размещении под крылом);

- условие минимального разбега центровок в летном диапазоне;

- конструктивные ограничения на базу и колею шасси.

Эти расчеты связаны с определением характеристик устойчивости и управляемости самолета. Они позволяют уточнить аэродинамические и массовые характеристики самолета и осуществить в итерационном процессе согласование его параметров по приведенному выше алгоритму. Они также дают возможность осущест-562

вить коррекцию таких конструктивных параметров самолета, как угол поперечного V крыла, угол заклинения двигателей, угол установки стабилизатора, балансировочные углы отклонения поверхностей управления и т. д.

Описанный выше алгоритм формирования облика самолета обеспечивает проектанта необходимой информацией о параметрах самолета, обеспечивающих удовлетворение заданных требований и ограничений к проекту и уравнений существования самолета. По сути дела, он осуществляет формирование допустимой области существования проектных параметров самолета в рамках задаваемых проектных концепций.

Однако проектант не может удовлетвориться полученными результатами, не убедившись, что фактические (расчетные) летно-технические характеристики самолета полностью удовлетворяют ТЗ на проект, а его экономические показатели являются оптимальными. Ш Р>

Необходимую по этим вопросам информацию он может получить, проведя проверочные расчеты по определению летно-технических характеристик самолета и его экономических данных по общепринятым методикам. Оценивая результаты этих расчетов, проектант в случае необходимости изменяет входы , прежде всего, связанные с задаваемыми проектными альтернативами, добиваясь соответствия расчетных характеристик требуемым заданием на проект либо их корректировки по согласованию с заказчиком.

Решение этой задачи связано с реализацией режима параметризации, то есть исследования влияния изменения проектных параметров на интересующие проектанта выходные величины, характеризующие результат проектирования. Осуществляя построение графиков изменения выходных величин (критериев оценки) при изменении параметров, проектант на основании их анализа принимает решение о продолжении либо завершении

проектирования.

Процесс параметризации тесно связан с процессом оптимизации параметров самолета, который представляет собой не что иное, как упорядоченный процесс многомерной параметризации. Зафиксировав ряд выходных величин и выбрав одну из них в качестве критерия оптимальности, с помощью формальной стратегии, определяемой выбранным методом оптимизации, можно найти вектор параметров самолета, при которых обеспечивается достижение экстремума заданного критерия. В качестве критериев могут выступать либо взлетная масса самолета, либо его экономические показатели, либо какая-нибудь из летно-технических характеристик. Оптимизация параметров самолета одновременно по нескольким критериям связана с трудноформализуемыми проблемами векторной оптимизации (см. разд. 21.4).

Программная реализация описанной выше системы взаимосвязанных расчетов по формированию облика самолета на этапе раз-