CC BY
27
МЕХАНИКА. Динамика, прочность приборов и аппаратуры
DOI.org/10.5281/zenodo.2578673 УДК 658.511.8
А.А. Зинченко, А.П. Тарасов
ЗИНЧЕНКО АНДРЕЙ АНАТОЛЬЕВИЧ - аспирант Инженерной школы, e-mail: [email protected]
Дальневосточный федеральный университет Суханова ул., 8, Владивосток, 690091
ТАРАСОВ АНДРЕЙ ПЕТРОВИЧ - инженер-конструктор, e-mail: [email protected] Арсеньевская авиационная компания «Прогресс» им. Н.И. Сазыкина Площадь Ленина, 5, Арсеньев, Приморский край, 692335
Имитационное моделирование девиации масс деталей, сборочных единиц летательного аппарата
Аннотация: Выявлена необходимость усовершенствования автоматизированной системы весового контроля летательного аппарата. Проанализированы последние научные достижения в рассматриваемой предметной области. Сформулирована научная задача по дальнейшему совершенствованию автоматизированной системы весового контроля летательных аппаратов и предложен метод её решения. Разработана имитационная модель для исследования девиации масс деталей, сборочных единиц летательных аппаратов, в основу которой положен процесс моделирования последовательно-параллельной сборки летательных аппаратов на технологических сборочных участках с постоянным контролем веса. На примере технологии сборки ближнемагистрального самолёта SSJ-100 при установке на него различных частей показан порядок регистрации изменения общего веса относительно положения центра массы. Предложенная модель рекомендована к внедрению на сборочных предприятиях авиационной промышленности.
Ключевые слова: имитационная модель, автоматизированная система весового контроля, летательные аппараты, ближнемагистральные самолёты.
Состояние проблематики исследования
При сборке летательных аппаратов (ЛА) на предприятии-изготовителе возникает на первый взгляд простая, но весьма важная задача по контролю параметров общего веса ЛА [1-19]. Эта задача обладает определённой спецификой в связи с тем, что множество деталей, узлов и агрегатов, которые комплектуются в единые изделия на предприятии-изготовителе, поступают от различных поставщиков, продукция которых нуждается в различных формах контроля, в том числе и весовом. Предприятие-изготовитель при сборке ЛА руководствуется требованиями по обеспечению безопасности и надёжности при эксплуатации воздушного судна, которые определяют порядок монтажа и пространственные координаты размещения, массогабаритные характеристики комплектующих узлов и агрегатов, особенности их взаимного влияния на ЛА [5].
Основные отраслевые стандарты по порядку работы автоматизированной системы весового контроля (АСВК) ЛА были разработаны ещё в 1970-х годах [5, 9-11 и др.]. На момент данного исследования документы, ориентированные на соответствующие тому времени
© Зинченко А.А., Тарасов А.П., 2019
О статье: поступила: 23.10.2018; финансирование: Арсеньевская авиационная компания «Прогресс» им. Н.И. Сазыкина.
вычислительные средства, морально устарели, а новые отраслевые стандарты по порядку работы АСВК ЛА находятся в разработке. Кроме того, научные исследования по проблематике АСВК ЛА [1-8, 12-14, 16, 17] нуждаются в дополнительных методах и моделях автоматизированного весового контроля, ориентированных на современные процессы сборки воздушных судов.
Постановка задачи
Цель статьи - моделирование контроля девиации массы деталей, сборочных единиц и ЛА в целом в условиях сборочного производства авиационного предприятия, а также анализ процесса моделирования.
Для разработки модели контроля девиации массы деталей, сборочных единиц ЛА воспользуемся методом имитационного моделирования. Предполагается, что практическое применение такой модели позволит усовершенствовать систему весового контроля ЛА на предприятиях авиационной промышленности, даст возможность в моделируемом и в реальном масштабе времени осуществлять контроль изменения веса и центра тяжести ЛА на технологических участках.
Метод решения задачи, ограничения и допущения
Для решения поставленной задачи рекомендовано использовать метод имитационного моделирования применительно к сборочным процессам на предприятиях по выпуску современных воздушных судов. Для моделирования выбран пакет прикладных программ AnyLogic 7.0 [15], возможности которого позволяют адекватно отобразить технологические процессы и явления. Предложены следующие допущения.
1. Сборочный процесс будет представлен в виде последовательного размещения агрегатов, узлов и комплектующих изделий на схеме самолёта: вид сбоку и спереди на рис. 1.
2. Все узлы и агрегаты ЛА имеют уникальные весогабаритные характеристики (вес узлов и агрегатов, а также их координаты приняты условно [19], так как данная информация является частью конструкторской документации и отсутствует в свободном доступе).
3. Сборка на технологических участках представляет собой постепенный процесс увеличения фактического веса ЛА за счёт монтируемых узлов и агрегатов с течением времени, что описывается функцией: масса ЛА от времени сборки ЛА ^(1)).
Физическая сущность процессов и явлений
Физическую сущность процессов имитационного моделирования девиации массы рассмотрим на примере технологии сборки ближнемагистрального самолёта «Суперджет» SSJ-100 [18]. В цехе основной сборки SSJ-100 организовано 8 сборочных участков. На каждом из них «будущий» самолёт находится некоторое количество времени (¿). Для построения наглядной модели на схеме (см. рис. 1) укажем монтаж только крупных узлов и агрегатов, систем.
Участок 1:
- стыковка отсека Ф-6 с фюзеляжем ^1.1 = 315 кг);
- установка пассажирских и сервисных дверей ^12 = 200 кг);
- монтаж киля и руля направления = 820 кг), стабилизатора и руля высоты
^1.4 = 1230 кг);
- установка элементов гидросистем = 430 кг);
- монтаж бака питьевой воды = 100 кг);
- монтаж топливной системы в отсеках ^и = 245 кг);
- установка тепло- и звукоизоляционной обивки = 185).
Участок 2:
- установка левой ^21 = 2270) и правой ^22 = 2270) отъёмной части крыла;
- установка носового обтекателя ^2.3 = 50 кг);
- установка передней опоры шасси ^24 = 280 кг), основной опоры шасси левой ^25 = = 670 кг), правой ^26 = 670 кг);
- монтаж вспомогательной силовой установки ^27 = 180 кг);
- монтаж системы основного управления ^28 = 115 кг). Участок 3:
- установка обтекателя крыло-фюзеляж, створок шасси ^3.1 = 145 кг);
- монтаж механизации крыла ^3.2 - учтено в m2.1 и m2.2);
- монтаж гидросистемы в крыле (m3.3 - учтено в m1.6);
- монтаж оборудования топливной системы ^3.4 = 240 кг);
- монтаж жгутов, электрооборудования в центроплане ^3.5 = 360 кг).
Рис. 1. Схема имитационной модели в редакторе AnyLogic 7.0.
Участок 4:
- монтаж системы кондиционирования ^41 = 350 кг);
- монтаж жгутов, электро- и радиоэлектронного оборудования, установка аккумуляторных батарей ^42 = 470 кг).
Участок 5:
- монтаж системы управления самолётом в кабине экипажа Ф-1, монтаж системы управления торможением колёс ^51 = 80 кг);
- установка электропривода и трансмиссионных валов в Ф-3 ^52 = 60 кг).
Участок 6:
- установка панелей интерьера в салоне и багажном отделении ^61 = 210 кг);
- установка кресел пилотов в кабине Ф-1 ^62 = 50 кг);
- монтаж кислородного оборудования кабины экипажа, монтаж электронного оборудования в кабине экипажа = 140 кг);
- монтаж левой (ш64 = 2140 кг), правой (т6.5 = 2140 кг) мотогондолы с двигателем. Участок 7, 8:
- проверка систем самолёта на работоспособность. Исходные и конечные данные
Началом системы координат является проектируемый центр массы самолёта. Относительно указанного центра, с учётом координат размещаемых узлов и агрегатов, можно будет определять нарушение веса баланса самолёта. Исходными данными в данном случае являются абсолютные и относительные весовые значения узлов и агрегатов, используемых для сборки самолёта, а выходными данными - общий фактический вес самолёта и время сборки.
Математические формулы и выражения
Центровочный расчёт модели ЛА осуществляется в соответствии с [3, 19]. Сущность центровки заключается в вычислении координат центра масс ЛА относительно средней аэродинамической хорды крыла (САХК), которое определяется относительной координатой ( XM ):
V -XM ~ XA п л Xm-—Т-, (1)
A
где Хм - координата центра масс ЛА по оси ОХ (совпадает с продольной осью ЛА); X - координата носка САХК (b ).
В результате центровочного расчёта, сопровождающегося определением центра масс ЛА, обеспечивается его расположение в установленных пределах. Допустимые значения центровок выбираются на основе статистических данных по рассматриваемому типу ЛА. Для определения координат центра масс самолёта по осям ОХ и ОУ:
Xm , (2)
У m
YU -У^, (3)
У m
где, Xi — координата i-й весовой точки по оси ОХ; Yi — координата i-й весовой точки по оси OY; miXi, mjYj — статистические моменты.
Суммарный вес самолёта М при прохождении сборки путём установки на нём i-х агрегатов и узлов по технологическим участкам к вычисляется по формуле
M -УУ тк1 . (4)
к i
Процесс сборки моделируется в виде потока i-х комплектующих частей с минимальной
массой т ^ min, поступающих на технологические участки с заданной интенсивностью ):
, (5)
1к
в связи с чем формулу (4) можно преобразовать к виду:
M - 11 mMdidk (6)
к i
Эксперименты, примеры, иллюстрации
На рис. 1 приведена схема имитационной модели самолёта SSJ-100 в редакторе AnyLogic 7.0 [15]. Проекции самолёта SSJ100 представлены как виды сбоку и спереди. В местах размещения агрегатов и узлов помещены информационные накопители модели, соединённые между собой связями и управляющими переменными, формируемыми технологическими участками 1-8.
Слайдеры, привязанные к участкам, позволяют задавать текущее нормированное время [0; 1] нахождения самолёта на каждом из них. Самолёт последовательно проходит сборку на восьми участках. На модели можно произвольно менять последовательность сборки самолёта, время его пребывания на участках 1-8 и даже моделировать сборку на нескольких участках одновременно.
Рис. 2. Изменения составляющих веса самолёта при прохождении сборки
на технологическом участке 1.
Проведено моделирование пребывания самолёта на сборке от участка 1 (рис. 2) до участка 6 (рис. 3). По оси Х гистограммы обозначено текущее время, принятое за единицу для моделирования процесса сборки, по оси Y принято текущее значение веса монтируемого узла, агрегата. Гистограмма на рисунках 2 и 3 привязана к виду самолёта сбоку.
На гистограмме не приведён фюзеляж ввиду его значительного веса, поскольку его гистограмма вытесняет гистограммы компонентов самолёта с относительно небольшими весами. В процессе моделирования была выявлена временная разбалансировка фактического веса самолёта относительно САХК при его краткосрочном пребывании на технологических участках цеха основной сборки. На завершающем этапе сборки центр масс самолёта вошёл в допустимый диапазон значений относительно САХК, что указывает на результирующую сбалансированность летательного аппарата.
Анализ и сопоставление полученных результатов
с известными значениями
Полученные результаты имитационного моделирования процессов сборки ближнема-гистрального самолёта «Суперджет» SSJ-100 в целом не противоречат данным предприятия, занимающегося сборкой самолёта [18]. Однако метод имитационного моделирования является более точным, поскольку позволяет рассчитать зависимость изменения веса самолёта от продолжительности его сборки и определить временную разбалансировку фактического веса собираемого самолёта на технологических участках 1-8.
Рис. 3. Изменения составляющих веса самолёта при прохождении сборки на технологическом участке № 6.
Практическое значение предложенной имитационной модели заключается в возможности анализа процессов сборки различных модификаций самолёта, исходя из конкретной комплектации, запрашиваемой заказчиками. Например, требуется оценить возможности по сборке модификации самолёта для перевозки различных негабаритных грузов, при установке на нём дополнительной аппаратуры и механизмов, при индивидуальной планировке и оснащении салона и грузового отсека самолёта по потребностям заказчика и т.д. Моделирование параллельно-последовательной сборки самолёта позволяет распараллелить процессы по технологическим участкам и во времени операции, которые до настоящего времени проводились исключительно путём последовательного перемещения фюзеляжа самолёта по технологическим участкам. Данный подход при детальной разработке может привести к новой концепции сборки ЛА, при которой фюзеляж самолёта доставляется на технологические участки в виде отдельных частей в разобранном виде. Каждая часть фюзеляжа оснащается на технологических участках необходимым оборудованием до состояния готовности к завершающему этапу сборки. На завершающем этапе сборки происходит монтаж фюзеляжа из оснащённых частей и осуществляется стыковка технологических соединений (электрических, гидравлических, механических и др.), производится окончательная проверка функционирования систем. Таким образом, возможно достижение значительной экономии времени при сборке самолёта и при одновременном автоматизированном контроле его веса.
Выводы
Итак, в данной работе выявлена необходимость усовершенствования автоматизированной системы весового контроля ЛА. Предложена имитационная модель для исследования девиации масс деталей, сборочных единиц ЛА, в основу которой положен процесс моделирования последовательно-параллельной сборки летательных аппаратов на технологических
сборочных платформах с постоянным контролем фактического веса узлов и агрегатов. Предложенная модель может быть рекомендована к внедрению на сборочных предприятиях авиационной промышленности и для разработки современных ГОСТов, регламентирующих деятельность АСВК ЛА.
СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ
1. Абашев О.В. Методика весовых расчётов узлов и агрегатов самолёта с применением искусственной нейронной сети // Труды МАИ. 2011. Вып. 46. URL: https://readera.ru/14326485 (дата обращения: 23.12.2018).
2. Богоявленский А.А. Формирование системы контроля массы воздушных судов в процессе эксплуатации // Научный вестник МГТУ ГА. 2012. № 175. С. 147-153.
3. Боргест Н.М., Громов А.А., Тарабаева А.И. Определение масс частей самолёта на основе параметрической 3D модели на этапе технических предложений // Вестник Самарского гос. аэрокосмического ун-та. 2013. № 1(39). С. 55-62. URL: https://docplayer.ru/64407818-Opredelenie-mass-chastey-samolyota-na-osnove-parametricheskoy-3d-modeli-na-etape-tehnicheskih-predlozheniy.html (дата обращения: 23.12.2018).
4. Брусов В.С., Одноволик Ю.В. Метод оценки решений при эксплуатации технических систем в условиях неоднозначности оценки эффективности // Научный вестник МГТУ ГА. 2012. № 175.С. 78-83.
5. Детали и сборочные единицы ракетных и космических изделий. Контроль масс и положений центров масс = Parts and assembly units of rocket and cosmic articles. Control of masses and mass centres location: ГОСТ 17265-80. М.: Изд-во стандартов, 1980.
6. Исаев В.К., Сорокин С.В. Методическая и теоретическая база для создания автоматизированной системы весового контроля // Вестник МАИ. 2011(1). Т. 18, № 1. С. 15-20.
7. Кривцов В.С., Карпов Я.С., Лосев Л.И. Проектирование вертолётов. Харьков: ХАИ, 2003. С. 126—210.
8. Нестерихин Ю.Е., Исаев В.К., Лазарев В.В., Сорокин С.В. Исследования по созданию автоматизированной системы весового контроля // Труды МФТИ. 2009. Т. 1, № 3. С. 144—150.
9. Отраслевой стандарт (ОСТ) 1 00351-79. Автоматизированная система весового контроля. Техническое и программное обеспечение. Введён в действие 01.07.1980 г. распоряжением Министерства от 26 сентября 1979 г. 087-16. 15 с.
10. Отраслевой стандарт (ОСТ) 1 00352-79. Автоматизированная система весового контроля. Структура внутренних массивов и основные алгоритмы. Введён в действие 01.07.1980 г. 25 с.
11. Отраслевой стандарт (ОСТ) 1 00428-81. Весовые характеристики самолёта. Термины и определения. Введён в действие 30.06.1981 г. 5 с.
12. Припадчев А.Д., Межуева Л.В., Султанов Н.З. Концептуальные основы проектирования облика летательного аппарата // Фундаментальные исследования. 2013. № 6. С. 561-564.
13. Сорокин С.В. Системный анализ требований задачи весового контроля // Программные продукты и системы. 2011. № 1. С. 129-132. URL:
http://www.swsys.ru/index.php?page=article&id=2734&lang= / (дата обращения: 23.12.2018).
14. Фейгенбаум Ю.М. Минимально необходимый объем обработки полётной информации для оценки типовых условий эксплуатации и нагруженности экземпляра самолёта // Научный вестник МГТУ ГА. 2012. № 175. С. 25-29.
15. Anylogic 7.0. URL: https://www.anylogic.com/s/ 7-new-features-overview/ - 06.08.2018.
16. Brown P.M. Method for Weight Control Engineering Management to Evaluate Single Engine Aircraft Weighing Activities. Engineering Management Field Project, 2007. 84 p.
17. Overview of Mass Properties Engineering for Vehicle Systems. Technical overview document. Number: CDTO-1/ Prepared by Government - Industry Workshop Society of Allied Weight Engineers, Inc. Date Issued: 22 Feb 2010. 18 p.
18. Sukhoi Superjet 100. URL: http://www.scac.ru/ru/products/sukhoi-superjet100/ - 06.08.2018.
19. Torenbeek E. Advanced Aircraft Design: Conceptual Design, Analysis and Optimization of Subsonic Civil Airplanes. 2013. URL: https://www.amazon.com/Books-Egbert-Torenbeek/s?ie= UTF8&page= 1&rh=n%3A283155%2Cp_ 27%3AEgbert% 20Torenbeek/ - 06.08.2018.
Dynamics, Durability of Instruments and Equipment www.dvfu.ru/en/vestnikis
DOI.org/10.5281/zenodo.2578673
Zinchenko A., Tarasov A.
ANDREY ZINCHENKO, Postgraduate Student, School of Engineering,
e-mail: [email protected]
Far Eastern Federal University
8 Sukhanova St., Vladivostok, 690091, Russia
ANDREY TARASOV, Manufacturing Engineer, e-mail: [email protected] Public Joint-Stock Company Arsenyev Aviation PJSC AAC Progress 5 Lenina Square, Arsenev, Primorsky Krai, 692335, Russia
The simulation modeling of mass deviation of aircraft parts and assembly units
Abstract. The article revealed the need to improve the automated weight control system of the aircraft. The latest scientific developments in the field of the subject area have been reviewed. The research goal of further improvement of the aircraft automated weight control system was formulated, and the ad hoc method was proposed. A simulation model was developed for the study of mass deviation of aircraft parts and assembly units, based on the process of modeling a series-parallel assembly of aircraft in technological assembly areas with constant weight control. The assembly method of the short-haul SSJ-100 aircraft, with various parts installed, served as an example to illustrate the procedure for registering the change in the total weight of the aircraft relative to the cen-ter-of-gravity position. The proposed model was recommended for adaptation at the assembly enterprises of the aviation industry.
Keywords: simulation model, automated system of weight control, aircraft, short-range planes. REFERENCES
1. Abashev O.V. Methods for calculating the weight of components and assemblies of an aircraft using an artificial neural network. Izvestiya MAI. 2011. Vol. 46. URL: https://readera.ru/14326485 -12.23.2008.
2. Bogoyavlensky A.A. Formation of a system for monitoring the mass of aircraft in operation. Scientific Herald of the Moscow State Technical University. 2012;175:147-153.
3. Borgest N.M., Gromov A.A., Tarabayeva A.I. Determination of the masses of parts of an aircraft based on a parametric 3D model at the stage of technical proposals. Vestnik Samara State Aerospace University. 2013;1:55-62. URL: https://docplayer.ru/64407818-0predelenie-mass-chastey-samolyo-ta-na-osnove-parametricheskoy-3d-modeli-na-etape-tehnicheskih-predlozheniy.html-23.12.2018.
4. Bryusov V.S., Odnovolik Yu.V. A method for evaluating decisions when operating technical systems under conditions of uncertainty when evaluating performance. Scientific Herald MSTU. 2012;175:78-83.
5. Parts and assembly units of rocket and cosmic articles. Control of masses and mass centers location. GOST 17265-80. M., Publishing house of standards. 1980
6. Isaev V.K., Sorokin S.V. Methodological and theoretical basis for the creation of an automated system of weight control. Vestnik MAI. 2011(18);1:15-20.
7. Krivtsov V.S., Karpov Ya.S., Losev L.I. Designing helicopters. Kharkov, KhAI, 2003, p. 126-210.
8. Nesterikhin Yu.E., Isaev V.K., Lazarev V.V., Sorokin S.V. Research on the creation of an automated weight control system. Proceedings of MIPT. 2009(1);3:144-150.
9. Industry Standard (OST) 1 00351-79. Automated weight control system. Technical and software. Enacted July 1, 1980 by the Order of the Ministry of September, 26, 1979. 087-16. 15 p.
10. Industry Standard (OST) 1 00352-79. Automated weight control system. The structure of the internal arrays and the basic algorithms. Entered into force on 07.01.1980, 25 p.
11. Industry Standard (OST) 1 00428-81. Weight characteristics of the aircraft. Terms and Definitions. It was put into effect on June 30, 1981, 5 p.
12. Pripadchev A.D., Mezhuyeva L.V., Sultanov N.Z. Conceptual Foundations for Designing the Look of an Aircraft. Basic Research. 2013;6:561-564.
13. Sorokin S.V. System analysis of the requirements of the weight control task. Software products and systems (international journal). 2011;1:129-132. URL: http://www.swsys.ru/index.php?page =article&id=2734&lang= / -12.23.2018.
14. Feigebaum Yu.M. The minimum necessary amount of processing flight information for the evaluation of typical operating conditions and the loading of the aircraft instance. Scientific Bulletin of MSTU GA. 2012;175:25-29.
15. Anylogic 7.0. URL: https://www.anylogic.com/s/ 7-new-features-overview/ - 06.08.2018.
16. Brown P.M. Method for Weight Control Engineering Management to Evaluate Single Engine Aircraft Weighing Activities. Engineering Management Field Project, 2007, 84 p.
17. Overview of Mass Properties Engineering for Vehicle Systems. Technical overview document/Number: CDTO-1/ Prepared by Government - Industry Workshop Society of Allied Weight Engineers, Inc. Date Issued: 22 Feb 2010, 18 p.
18. Sukhoi Superjet 100. URL: http://www.scac.ru/ru/products/sukhoi-superjet100/ - 06.08.2018.
19. Torenbeek E. Advanced Aircraft Design: Conceptual Design, Analysis and Optimization of Subsonic Civil Airplanes. 2013. URL: https://www.amazon.com/Books-Egbert-Torenbeek/s?ie= UTF8&page=1&rh=n%3A283155%2Cp_27%3AEgbert%20Torenbeek/- 06.08.2018.
