Программный комплекс автоматизированного проектирования авиационных конструкций Текст научной статьи по специальности «Механика и машиностроение»

ВЕСТНИК ТГГПУ. 2007. №2-3(9-10)

ИНФОРМАТИКА И ВЫЧИСЛИТЕЛЬНАЯ ТЕХНИКА

УДК 629.735

ПРОГРАММНЫЙ комплекс автоматизированного ПРОЕКТИРОВАНИЯ АВИАЦИОННЫХ КОНСТРУКЦИЙ

© Т.Ю.Гайнутдинова

Описывается программный комплекс для решения задач проектирования тонкостенных пространственных конструкций.

Для решения различных задач при проектировании авиационных конструкций используются специализированные программы. В данной работе предлагается описание доработанного до пользовательского уровня такого программного комплекса, написанного на языке У^иаЬРойгап. Особенностью данного комплекса является то, что он включает в себя модули весового проектирования, аэродинамического и прочностного расчета. Построение математической модели конструкции позволяет вычленять отдельные силовые элементы для проектировочных расчетов. Алгоритмы решения матричных уравнений основаны на блочном принципе, что оказалось удобным при решении задач проектирования: расчетов на прочность, устойчивость общую и локальную, собственных колебаний общих и локальных, вычисления аэродинамической нагрузки, определения рациональных параметров силовых элементов.

Программный комплекс прошел проверку на различных тестовых примерах, приводимых разработчиками программ конечных элементов. В него введены следующие элементы:

1. Средства визуализации результатов расчета: распределение рациональных толщин силовых слоев трехслойных панелей пилона подвески двигателя самолета ТУ-330, представленные на рис.1, распределение напряжений и направление рационального армирования панелей верхней поверхности пилона (рис.2); формы потери устойчивости панелей верхней поверхности пилона (рис.З), боковых панелей (рис.4).

Рис.2

Рис.1

Рис.4

2. Программы расчета критических скоростей флаттера, дивергенции, свободных колебаний конструкций при взаимодействии с потоком.

3. Электронные справочники, содержащие основные характеристики (геометрические и массовые) пассажирских и транспортных самолетов, разделенных на дальне-, средне-, ближне-магистральные и для локальных линий. Справочники могут дополняться, в них можно вносить изменения (рис.5).

Рис.5

Расчет массы самолета в первом приближении автоматизирован. Обязательными исходными данными являются число пассажиров, дальность, высота и крейсерская скорость полета. Недостающие характеристики вычисляются по зависимостям, связывающим длину взлетнопосадочной полосы, тяговооруженность, аэродинамические коэффициенты т.п. Особенности программного комплекса описаны в [1].

При весовом расчете использованы формулы, приведенные в [2, 3, 4].

При формирование справочных значений для самолетов используются обозначения: 1 - размах крыла; 8 - площадь крыла; т0 - взлетная масса; Шдос - посадочная масса; тт - масса топлива (максимальная); Укр - крейсерская скорость; Ь -дальность полета; Нкр - высота крейсерского полета; ЬВПП - длина взлетно-посадочной полосы; Р0 - тяга двигателя максимальная; пдв. - число двигателей; - угол стреловидности крыла по

% хорды; тпуст - масса пустого снаряженного самолета; ткомм - масса коммерческой нагрузки; (т0 - тт) - масса самолета без топлива.

Из справочника вводятся зависимости скорости звука от высоты: а = а(Н) и плотности от высоты р = р(Н).

Вычисляются следующие дополнительные параметры:

- по 1 и 8 ^ X = 12 / 8 - удлинение крыла;

- Нкр ^ а = а(Нкр); р = р(Нкр) - плотность и скорость звука на высоте крейсерского полета; Л=р/р0 - отношение плотности на высоте к плотности на уровне моря;

Укр

- число Маха крейсер-

- V ^ M =_________________—

V кр * 1т-1кр

3,6a

ского полета;

- mo, Шп

Су кр= у кр

_ 12,96 (г

)g

p,

VK

pSV2p

- коэффициент подъем-

- ki су = А0’85 (для Икр<11000 м); ki су = 1,2А (для Нкр >11000 м); - коэффициент изменения тяги по высоте.

- k2 су =(1 - 0,32М + 0,4М2 - 0,01М2) - коэффициент изменения тяги по числу М.

Используя уравнения равновесия сил в проекции на оси Х и У получаем значение аэродинамического качества на крейсерском режиме: ККр=0,5(ш0 + m

пос

)g/(0,85 Р0 Пдв. k1 су k2 су).

Ккр; Су кр : Сх кр Су кр/ Ккр - коэффициент

сопротивления на крейсерском режиме.

Сх кр ^ Сх 0= Сх кр/1,5 - коэффициент сопротивления при нулевой подъемной силе.

Ш0, S, Р0 ^ р0 = m0g/ S; рпос. = m^.g/ S; Pq =Р0 пдв. / m0g - удельная нагрузка на крыло на взлете и посадке и удельная тяговооруженность.

Полученные значения Ккр, Су кр, Сх кр, Сх 0, Мкр

- заносим в таблицу.

Коэффициент подъемной силы на разбеге С y max взл. и длина разбега Ьразб связаны уравнением:

С т 1,2Ро . f ,

С y max взл. тразб Т ; f - ко-

0,95Pq - 0,5(3f + 1/Kразб)

эффициент трения (для бетона 0,02-0,03); Кразб -качество аэродинамическое при взлете (по статистике Кразб = 8-10); (по статистике С y max взл s 2,2).

СК°р°сть отрыва Уотр=3,^23,6Ро/Су max взл .

Коэффициент подъемной силы на посадке С у max me. и минимальная скорость посадки У также связаны: С у max пос. = 12,96 рпос./ У2 ,

mm. пос.

или

V Ш1п. пос. = 3,6 /Рпо7С . Дополняем таблицу

V / у шах пос.

данных значениями: Ьразб; Кразб; С у шах взл.; Уотр; С

у шах пос.; У ш1п. пос.

Основное назначение электронного справочника - формировать значения относительных параметров пассажирских самолетов и выбирать из них наиболее часто встречающиеся - математическое ожидание параметра для использования при весовом проектировании.

Определение взлетной массы самолета в первом приближении осуществляется в следующем порядке:

- Выбирается тип проектируемого самолета: дальнемагистральный, среднемагистральный,

ближнемагистральный, для локальных авиалиний. Из электронного справочника считывается массивы значений: 8 - площадь крыла; т0 -взлетная масса; Укр - крейсерская скорость; Нкр -высота крейсерского полета; Р0 - тяга двигателя максимальная; пдв. - число двигателей. Вычисляются значения удельной нагрузки на крыло и

удельной тяговооруженности р0 = т^/ 8; Р0 =Р0 пдв. / т0§. Из этих значений выбирается их мате-

ной силы на крейсерском режиме;

Т.Ю.ГАЙНУТДИНОВА

матическое ожидание - наиболее часто встречающееся значение. Для значений Р0 и Р0 пдв выбор происходит для заданного числа двигателей.

- Вычисляется значение относительной мас-

сы топлива будущего самолета. Для этого необходимо задаться значениями Ь, Нкр,Укр. Кроме этого необходимо знать т, ср, Ккр. Здесь т - степень двухконтурности двигателя. Величина Ккр определяется как математическое ожидание значений из электронного справочника. Коэффициент ср вычисляется по формуле: ср =

0,8/(1+0,5>/ш) + 0,4Мкр/(1 + 0,027Нкр). тТ = 0,^Л/Ь(Ь+4^) - ЬЛ, где 1 = 3,45 КкрУкр/ ср.

- Если коммерческая нагрузка не определена в виде заданной массы, то она вычисляется по числу пассажиров: тКомм = 120птсс.

- Вычисляется масса оборудования, которая зависит от числа пассажиров и дальности полета: тоб = 95 Ппасс(0,00005Ь + 0,66).

- Для вычисления относительной массы силовой установки необходимо знать степень двухконтурности т, удельную тяговооружен-

ность Р0 и удельную массу двигателя т дв. Степень двухконтурности т задаем, удельную тяго-вооруженность Р0 определяем как математическое ожидание из значений электронного справочника. Значение т дв можно вычислить, если известна тяга двигателя Р0, степень двухконтурности т, степень сжатия в компрессоре п, которое можно определить как среднестатистическое п=15. тдв =0,0001 ^ (1,69+1,4(п-3))/(1+т2)0 75+ + 100/Р0+ 0,05т1/3 + 0,06. Если вообще нет никаких данных, можно принять т дв = 0,2 - среднестатистическое значение. В зависимости от числа и расположения двигателей из таблиц выбираются значения коэффициентов кь к2 и вычисляется тсу =кх(1+0,1 —)(1+к2/т дв )(1,62+

+0,275т0,75)2т дв Р0 .

- Вычисляется относительная масса топлив-

- т кп 2 кн.м.кёфккф кмех ксх

0,1тп

ной системы: ттс =ктс. тТ , где ктс = 0,015, если

тТ >0,3 и ктс = 0,025, если тТ < 0,3.

- Вычисляется диаметр фюзеляжа в зависимости от числа и расположения кресел в салоне.

- Вычисляется относительная масса конструкции планера. Для вычисления используются

две формулы: т кп 1 =кн.м.кафккфкмехкх(0,324кСх -

0,218х10"3р0);

1 —

к

-, где с

X

е—Р0/1000

помощью коэффициентов учитывается: кнм - использование (не использование) новых материалов; кйф - диаметр фюзеляжа; ккф форма фюзеляжа (окружность или бульба); кмех - наличие механизации крыла; кх - стреловидность крыла; ксх

- схемы самолета (расположение двигателей в том числе).

- Вычисляется взлетная масса самолета в первом приближении: т0 = у(ткомм+ тоб)/(1-

т кп -ттс -тТ - тсу), где коэффициент у учитывает схему самолета и степень загрузки и дальности полета (увеличенная дальность при неполной загрузке и уменьшенная дальность при полной загрузке).

- Посадочную массу самолета можно вычислить по формуле [3]:

^тах.пос.

т

тах.пос

=т0

4

10—3Ь

/1.1;

+ 0,38

+ 4

Появление диалоговых окон согласовано с выбором объекта или его элемента и решаемой задачи. После вычисления масс крыла, оперения, фюзеляжа, шасси, топлива, силовой установки, полезной нагрузки, составляющих взлетную массу самолета, производится их распределение по самолету и подсчет инерционных характеристик в первом приближении. Задача компоновки облегчается тем, что существуют определенные требования на геометрические размеры кресел (в зависимости от класса салона), багажных контейнеров, входных блоков и др. Для ее решения созданы электронные справочники кресел, вспомогательных помещений - кухонь, гардеробов и т.п., а также модели типовых геометрических объектов. Рабочий момент компоновки салона самолета показан на рис.6.

Рис.6

4. Пользовательский интерфейс для расчета центровки и массовых (инерционных) характе-

п

дв

ристик самолета в первом приближении, определения аэродинамических коэффициентов: матрицы аэродинамической жесткости и матрицы аэродинамического демпфирования. Для удобства работы подготовка исходных данных автоматизирована. Так, например, для аэродинамического расчета обязательными задаваемыми количественными величинами являются общее число присоединенных вихревых рамок, модуль скорости набегающего потока, значение плотности воздуха, направление вектора скорости потока. Пример расчета аэродинамической нагрузки, центра масс и положения фокуса самолета показан на рис.7. В программе предусмотрено определение уравновешенной инерционными силами аэродинамической нагрузки на конструкцию самолета для типовых расчетных случаев.

Рис.7

5. Пользовательский интерфейс с подсказками и визуализацией переходного процесса для исследования устойчивости движения самолета. В расчетной программе используются линеаризованные уравнения движения в приращениях, которые интегрируются численно. Основными неизвестными являются компоненты линейных и угловых скоростей V! и ш;. По характеру пере-

ходного процесса можно судить об устойчивости движения.

Комплекс позволяет автоматизировать процессы компоновки, формирования дискретной расчетной модели, определения центров давления, тяжести и т.п. Здесь также представлена визуализация результатов расчетных исследований, коэффициентов давления, напряжений, деформирования, форм потери устойчивости, прогибов и т. п.

Задачи, решаемые программным комплексом. Расчет: рациональных параметров конструкции; рационального направления армирования, аэродинамического давления, аэродинамических коэффициентов, динамический расчет шагами по времени, устойчивость общая локальная (поэлементная), собственные частоты общие, локальные (поэлементные), задачи колебаний предварительно напряженных конструкций, скорости флаттера, определение массы конструкции самолета и ее составляющих в первом приближении, предварительная компоновка и расчет массовых характеристик, расчет продольной статической и динамической устойчивости ЛА и т.д.

Программный комплекс открыт для доработки и в настоящее время совершенствуется в соответствии с реальными задачами, возникающими при проектировании самолетов.

1. Гайнутдинова Т.Ю Программный комплекс решения задач проектирования авиационных конструкций // Изв. вузов. Авиационная техника. 2007. №2. С.67-68.

2. Шейнин В.М., Козловский В.И. Весовое проектирование и эффективность пассажирских самолетов. М., 1977.

3. Шейнин В.М. Весовая и транспортная эффективность пассажирских самолетов. М., 1962.

4. Проектирование самолетов. /Под ред. С.М.Егера. М., 1983.

A PROGRAM PACKAGE FOR AUTOMATIZED DESIGN OF AIRCRAFT STRUCTURE

T.Yu.Gainutdinova

In this paper, the program package for solving a thin-walled three-dimensional FV structure problem and aircraft design is described.