CC BY
200
2008
НАУЧНЫЙ ВЕСТНИК МГТУ ГА серия Эксплуатация воздушного транспорта
№ 134
УДК 629.7
ТЕХНОЛОГИЯ ФОРМИРОВАНИЯ ОПТИМАЛЬНОГО ПРЕДВАРИТЕЛЬНОГО ОБЛИКА СИЛОВЫХ УСТАНОВОК ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ
А.В. ЛУКОВНИКОВ
Статья представлена доктором технических наук, профессором Умушкиным Б.П.
В статье приводится описание многодисциплинарной методологии и технологии формирования предварительного технического облика силовых установок (СУ) летательных аппаратов (ЛА) на этапах научноисследовательских работ (НИР). В основе рассматриваемой технологии лежит инструментарий и разработанная автором комплексная математическая модель системы ЛА-СУ, предназначенная для концептуального проектирования СУ по показателям эффективности ЛА.
Введение
Разработка новых ЛА и их СУ в условиях жесткой конкуренции между ведущими авиационными фирмами требует постоянного внедрения новых достижений в авиационной науке и технологии. Это требование продиктовано необходимостью значительного снижения временных и материальных затрат на разработку новых авиационных двигателей и самолетов. Одним из способов решения такой задачи является широкое внедрение СЛЬБ-технологий, позволяющих поднять процесс проектирования и разработки ЛА на более качественный уровень. Однако, как показывает проведенный автором анализ таких СЛЬБ-средств (рис. 1), наиболее широкое применение нашли технологии процесса производства (СЛМ-средства), а технологии и ин-
Рис. 1. Примеры СЛЬБ-инструментов, применяемых при проектировании ЛА и СУ
струментальные средства разработки (СЛББ-средства) до сих пор не нашли широкого распространения в отечественной авиационной науке, особенно на этапах концептуального проектирования перспективных ЛА и СУ и оценки его эффективности.
Основные проблемы проектирования летательных аппаратов и их силовых установок на этапах НИР
При создании сложных технических систем, каковыми являются авиационные комплексы, особое значение имеют ранние этапы их проработки. В процессе проектирования новых ЛА и их СУ на этапах выработки требований и предварительного проектирования, которые осуществляются совместно с заказчиком, самолетным и двигательным ОКБ, прогнозируются потребные общие характеристики будущего самолета. Именно на этих двух этапах производится самый большой объем расчетов по определению и оптимизации технико-экономических показателей и критериев эффективности предполагаемого ЛА и его СУ. В результате этой работы определяются необходимые тактико-технические характеристики самолета, позволяющие сформулировать техническое задание (ТЗ) на его проектирование [1]. На этапе предварительного проектирования осуществляется выбор схемы и определение наивыгоднейшего сочетания основных параметров ЛА и СУ, обеспечивающих выполнение заданных требований.
Значительные трудности и высокая вероятность допущения ошибок при «закладке» параметров ЛА и СУ связаны с тем, что в условиях значительной неопределенности исходной проектной информации задача формирования облика ЛА решается несколько обособленно самолетным и двигательным КБ. «Самолетчикам» жизненно важна оперативная информация о высотно-скоростных (ВСХ) и габаритно-массовых характеристиках различных вариантов СУ, а «двигателистам» нужна информация об аэродинамических (АХ) и массовых характеристиках ЛА, которая позволила бы приблизительно оценить уровень потребных тяг на различных режимах полета, рассчитать критерии эффективности (КЭ) ЛА. В результате такой разобщенности ни у одного из участников процесса разработки нового ЛА (заказчика, самолетного и двигательного КБ) нет целостной картины о том, что же в итоге будет представлять собой проектируемый ЛА.
Что касается силовой установки, которая представляет собой подсистему, входящую в состав сложной системы более высокого уровня - летательного аппарата, то судить о том, насколько оптимальны выбранные параметры СУ, можно только по приобретенной вследствие этого эффективности всей системы «Летательный аппарат - силовая установка» (ЛА-СУ).
Все выше сказанное подчеркивает необходимость применения на этапах предварительного проектирования ЛА и СУ современных комплексных математических моделей (КММ), объединяющих в единое целое математические модели (ММ) ЛА и СУ, а также широкое использование при этом эффективных методов оптимизации, позволяющих найти надежные варианты технических решений проектов ЛА, обеспечивающих наилучшие показатели эффективности авиационных комплексов.
Методология формирования предварительного технического облика силовых установок летательных аппаратов
На кафедре теории авиационных двигателей ВВИА им. проф. Н.Е. Жуковского имеется значительный опыт в решении задач по формированию предварительного технического облика авиационных СУ для ЛА различного целевого назначения. Однако из-за отсутствия достаточно адекватных и быстрых ММ ЛА круг решаемых задач ограничивался, как правило, использованием имеющихся характеристик самолетов. При таких условиях решение задач автоматизированного формирования технического облика СУ перспективных ЛА с одновременной оптими-
зацией параметров СУ и ЛА, но по критериям эффективности всей системы ЛА-СУ, было практически невозможным.
Автором разработана методология формирования предварительного технического облика СУ, в которой вопросы проектирования СУ решаются «не изолированно», а при рассмотрении ее в системе ЛА с учетом сложных взаимосвязей между параметрами СУ и ЛА, имеющими место в действительности. Предлагаемая методология использует многодисциплинарный подход, заключающийся в том, что кроме непосредственно теории авиационных двигателей в ней охватываются и другие дисциплины: конструкция авиационных двигателей, аэродинамическое, геометрическое и объемно-массовое проектирование ЛА, расчет летно-технических характеристик и показателей эффективности ЛА и др.
На рис. 2 показаны те дисциплины, учет которых реализован на данный момент времени в рассматриваемой методологии формирования предварительного технического облика авиационных СУ. Методология представляет собой открытую систему, к которой могут быть «подстыкованы» и другие дисциплины, такие как химмотология (описывает взаимосвязи между ЛА, СУ и топливом), экология (воздействие системы ЛА-СУ на окружающую среду), системы управления ЛА и безопасность полетов, прогнозирование развития авиационных систем и планирование операций и др.
Одним из эффективных способов формирования наилучшего технического облика ЛА и его СУ является оптимизация их параметров по КЭ системы ЛА-СУ. Результатом однокритериальной оптимизации является одно оптимальное проектное решение ЛА - вектор значений варьируемых переменных, обеспечивающих оптимум выбранного КЭ. Результатом многокритериальной оптимизации является уже не одно решение, а несколько технических обликов (Парето-множество), а человек, принимающий решение, уже выбирает на основании дополнительной информации то или иное решение из полученного множества вариантов технических обликов ЛА и СУ. Поэтому отличительной особенностью разработанной методологии является ее адаптированность к проведению оптимизационных исследований, когда параметры рабочего процесса и программы управления СУ оптимизируются из условия достижения экстремума (максимума или минимума) выбранного КЭ «самолетного» уровня. Критериями оптимизации могут быть, например, дальность полета самолета, его взлетная масса, масса полезной нагрузки, транспортная или пассажирская эффективности, экологические факторы и др.
На основе рассматриваемой методологии автором разработана КММ системы ЛА-СУ, структура которой показана на рис. 3. Она включает в себя общую систему подготовки исходных данных, многочисленные частные инженерные методики и ММ, стоящие на различных уровнях процесса проектирования ЛА и СУ, включающие в себя последовательный расчет геометрических и аэродинамических характеристик ЛА, расчет тягово-экономических и удельно-массовых характеристик СУ, расчет массового баланса и объемной компоновки ЛА и критериев эффективности системы ЛА-СУ. Т.е. в разработанной КММ тесно сопряжены «самолетные» и «двигательные» аспекты проектирования и рас-
Рис. 2. Дисциплины, включенные в рассмотрение в разработанной методологии
чета, реализовано полуавтоматическое генерирование исходной информации по ЛА и СУ, визуальное отображение получаемого технического облика на всех этапах проектирования и задания исходных данных, гибкий инструмент визуализации и анализа получаемых результатов, и, наконец, органичное взаимодействие с различными пакетами одно- и многокритериальной оптимизации.
Рис. 3. Структура комплексной математической модели системы ЛА-СУ
Подробно структура и принципы построения КММ системы ЛА-СУ рассмотрены в [2]. Здесь кратко рассмотрим содержание основных этапов проектирования и расчета параметров системы ЛА-СУ, начиная от расчета аэродинамических характеристик и параметров компоновки самолета и заканчивая расчетом параметров его движения и КЭ системы.
Аэродинамическое проектирование летательного аппарата
Известны три основных способа получения АХ ЛА: численные методы, испытания в аэродинамических трубах (АДТ) и инженерные методы. Численные методы требуют сложной и затратной по времени подготовки исходных геометрических данных (расчетной сетки), относительно длительного расчета АХ даже на супер-ЭВМ, что не делает оправданным их применение на предварительных стадиях проектирования ЛА. Получение АХ при эксперименте в аэродинамических трубах является также дорогостоящим и длительным.
Инженерные методы расчета АХ, построенные на обобщении экспериментальных продувок ЛА и их частей в АДТ, позволяют с достаточной степенью точности определять АХ в линейной области. Алгоритмы, основанные на данных инженерных методах, являются простыми с точки зрения объема задаваемых геометрических параметров ЛА (не требуется формирование расчетной сетки как при численных методах расчета АХ) и достаточно быстродействующими, что очень важно в случае проведения оптимизационных исследований при формировании облика (компоновки) ЛА.
На основе обобщенных критериальных зависимостей [3] была создана ММ ЛА, позволяющая на основе данных компоновки самолета рассчитывать его аэродинамические характеристики. Особое внимание в ММ ЛА уделено удобству ввода исходных данных, наглядности влияния
их изменения на компоновку и общий вид ЛА (рис. 4).
ММ позволяет рассчитывать АХ для различных балансировочных схем ЛА, различного расположения крыла и оперения относительно фюзеляжа, простой и сложной формы крыла и оперения в плане, различных схем оперения и шасси и места расположения СУ на ЛА. Учитывается влияние на поляру самолета отклонение (конфигурация) взлетно-посадочной механизации и положение центра масс (ЦМ) ЛА.
Проектирование силовой установки
Вторым основным этапом проектирования в рассматриваемой КММ (рис. 3) является формирование технического облика СУ и расчет ее тягово-экономических и габаритно-массовых характеристик. ММ СУ, являющаяся составной частью КММ, позволяет осуществлять «стендовый» расчет СУ, расчет характеристик элементов, «завязку» контуров (для комбинированных СУ) и формирование проточной части, и, наконец, расчет габаритных, удельно-массовых и высотно-скоростных характеристик СУ.
Рассматриваются только установившиеся режимы работы двигателя, расчет характеристик осуществляется путем решения системы нелинейных алгебраических уравнений совместной работы элементов СУ методами Ньютона и Недлер-Мида. В ММ СУ приметаются ММ элементов СУ, разработанные в ВВИА на кафедре теории авиационных двигателей.
Формирование программы управления (ПУ) СУ осуществляется также автоматически после задания предельных и ограничиваемых параметров, причем у исследователя есть возможность свободного перераспределения всех имеющихся управляющих факторов между управляемыми параметрами двигателя, визуального просмотра и анализа сформированной ПУ еще до расчета ВСХ, гибкого ее изменения в режиме диалога.
Задание всех проектных параметров и формирование проточной части иссле-
Рис. 5. Диалог задания параметров СУ
Рис. 4. Диалог задания параметров компоновки ЛА
дуемой СУ осуществляется также в диалоговом режиме на ЭВМ (рис. 5) путем последовательного задания исходных данных всех элементов СУ. Следует также отметить, что в ММ помимо использования рассчитанных «внутренних» характеристик элементов имеется возможность использования «внешних» характеристик СУ, полученных, например, экспериментальным путем или их расчетом на сторонних программах.
В разработанной ММ СУ рассматриваются только воздушно-реактивные двигатели прямой реакции: одновальные и двухвальные одноконтурные ТРД с форсажом и без; одно-, двух- и трех-вальные двухконтурные двигатели, как со смешением потоков контуров, так и без смешения, форсированные и без форсажа, с подпорными ступенями и без них; рассматриваются редуктор-ные схемы ТРДД. Моделируются также комбинированные СУ для гиперзвуковых ЛА: ракетнотурбинные и турбопрямоточные двигатели различных схем, прямоточные ВРД.
Значительное внимание в разработанной ММ СУ уделено корректному расчету свойств рабочего тела (воздуха и продуктов сгорания) и процесса горения в камерах сгорания двигателя, а также расчету свойств различных топлив (углеводородных, криогенных, газовых и пр.).
Объемно-массовое проектирование летательного аппарата
Одним из самых сложных вопросов, решаемых при формировании облика ЛА, является его объемно-массовое проектирование, т.к. методы математического описания внутренней компоновки самолета наименее изучены и проработаны. Это объясняется трудностью формализации учета весьма большого числа факторов, участвующих в процессе компоновки самолета.
В рассматриваемой методологии реализованы основные положения, позволяющие на основе исходных данных, полученных на предыдущих этапах проектирования, с использованием уравнений существования и согласования объемов ЛА осуществлять расчет массы ЛА и его основных частей, массы и объемов топлива и отсека полезной нагрузки, координат ЦМ частей и ЛА в целом. ММ расчета объемно-массовой компоновки (ОМК) ЛА построена на основе инженерных методов расчета массы и объемов ЛА. При определении масс основных частей планера (крыла, фюзеляжа, оперения, шасси и др.) используется большое количество инженерных методик, в частности приведенных в [1, 4], и адаптированных, как правило, для определенного класса самолетов. Задание исходных данных и просмотр результатов ОМК ЛА осуществляется также в диалоговом режиме, что позволяет в реальном режиме времени внести те или иные изменения в проектные данные и компоновку самолета.
Расчет параметров движения летательного аппарата
Заключительным этапом процесса формирования облика ЛА является расчет параметров его движения в процессе полета. Целевое назначение ЛА определяет, согласно перечню решаемых им военных или народно-хозяйственных задач, номенклатуру типовых программ и профилей полета, после выполнения которых можно численно получить те или иные критерии эффективности, характеризующие результат выполнения этих задач.
Расчет траекторных параметров дальности и продолжительности полета по заданной программе полета, разбега, пробега и т.д. - эти задачи требуют интегрирования системы дифференциальных уравнений. Основная система уравнений, используемая при расчете траекторных параметров, это система пяти дифференциальных уравнений первого порядка, которая описывает движение ЦМ ЛА без скольжения в вертикальной плоскости. Такой подход для неманевренных (пассажирских и транспортных самолетов) или ограниченно маневренных самолетов вполне оправдан.
Формирование программ полета ЛА осуществляется также в диалоге на ЭВМ в удобном и наглядном виде (рис.6). К моменту расчета заданных программ полета известны все необходимые данные: аэродинамические и объемно-массовые характеристики ЛА и ВСХ СУ. Результаты решения задач динамики полета по всем участкам программ полета выводятся для последующего их анализа и поступают в блок расчета КЭ системы ЛА-СУ.
Для каждого из участков полета могут задаваться различные условия и законы изменения траекторных параметров. Например, набор высоты и снижение могут осуществляться по законам постоянства числа М, приборной или истинной скорости полета; участок горизонтального полета может осуществляться на заданную дальность, время полета или быть неопределенным, когда требуется найти эту дальность, можно задавать независимо атмосферные условия и класс ВПП на аэродромах взлета и посадки. Также для каждого этапа полета можно задать режим работы СУ и конфигурацию ЛА (положение взлетно-посадочных и тормозных устройств). После завершения расчета всех программ полета рассчитываются КЭ всей системы ЛА-СУ, такие как, дальность и время полета, масса полезной нагрузки, взлетная масса ЛА, пассажирская или транспортная эффективность, экологические параметры и др.
Программе и профиль полете
?І2Ц
Параметры
т і Количество программ полета | 1 ~т\
Взлетная г масса ПА. *г'
Масса топлива на Г борт»# ЛА. кг'
г— Упрошенный расчет участка посадки ПД
Масса полезной г нагрузки, кг'
. , І 'агсас<ірасі-»сз I
емпго груз*, *'.г I
п/г\ I полета ма участке 1 парам. 1 останова 1 парам 1 полета 1 участке полета 1
11 ^ Л 1 • Л ' |Максимал [М | ^ 11 Взлетная ^ |
71
2 Набор Н Упр» С0П5* 380 00 до Н зад 6 000 Максима л [М] Крейсерская
3 Набор Н Упр • сопбі 450 00 доНзаа 9000 Максима л |М| Крейсерская
4 Гор.полет Мн » сот( 0800 Не задано Дросс режимы Крейсерская
5 Снижение Мн = сот* 0800 доНзаи 8 000 Магъм газ {МГ| Крейсерская
6 Снижение Упр - сот» 591 54 до Нэаи 0 500 Мальм газ |МГ] Крейс.-*торм
7 Посадка Л росс, режимы Посад, «торм
ЛІ
Количество участков [ в программе полета'
Уда літ:, у тстог.
Считать да/ъностъ полета (тактический радиус)
«17 гю О участок ,1—
Пртргубнгяполи-»*зсть по пет;
По улолчамию
Прі'Гленіггь
ОК | Отмена |
Рис. 6. Диалог задания программ полета ЛА
Оптимизация параметров силовой установки по критериям эффективности летательного аппарата
На основе рассмотренной выше КММ системы ЛА-СУ в ВВИА был создан инструментально-программный комплекс (И!ПК) «Самолет-Двигатель». Он полностью базируется на рассмотренной методологии формирования технического облика ЛА и СУ и позволяет широкому кругу исследователей ставить различные задачи проектирования двигателей и самолетов и за
приемлемое время находить те или иные решения. ИПК «Самолет-Двигатель» создан на алгоритмическом языке Фортран-90 с применением библиотек Win32 API.
Программа реализована с применением графического интерфейса пользователя, что подразумевает широкое использование диалогов для взаимодействия с ней пользователя в Windows-оболочке (рис.4, 5, 6). ИПК «Самолет-Двигатель» кроме режима самостоятельного изменения пользователем исходных данных может использоваться в автоматическом режиме при проведении различных оптимизационных исследований, когда изменение исходных данных осуществляется пакетом оптимизации. При решении ряда задач по формированию технического облика СУ ЛА различного назначения была подтверждена высокая эффективность оптимизационных исследований при совместном использовании программы «Самолет-Двигатель» и пакета оптимизации ЮSO NM [5] на базе метода непрямой статистической оптимизации на основе самоорганизации (МНСО), разработанного проф. И.Н. Егоровым.
В частности, автором при тесном взаимодействии с рядом ведущих отечественных отраслевых институтов и КБ авиационной промышленности были решены задачи по формированию оптимального предварительного технического облика СУ различных схем для ЛА следующего целевого назначения: дозвукового ближне-среднемагистрального самолета (рис.7), дозвукового среднего военно-транспортного самолета, сверхзвукового административного (делового) самолета, перспективного легкого сверхзвукового истребителя, сверхзвукового ударного самолета (бомбардировщика), гиперзвукового маршевого самолета.
Рис. 7. Постановка задачи оптимального проектирования СУ дозвукового пассажирского самолета
ЛИТЕРАТУРА
1. Проектирование самолетов: Учебник для вузов / Егер С.М., Мишин В.Ф., Лисейцев H.K. и др./ Под ред. Егера С.М. - 3-е изд., перераб. и доп. - М.: Машиностроение, 1983.
2. Луковников А.В. Методология формирования технического облика силовых установок летательных аппаратов // Журнал «Полет», 2GG7, № 7.
3. Гриценко Н.А. Расчет аэродинамических характеристик ЛА: Учебное пособие / Гриценко HA., Икрянни-ков Е.Д. - М.: Изд. ВВИА им. проф. ИЕ. Жуковского, 1994.
4. Козловский В.И. Весовое проектирование и эффективность пассажирских самолетов / Козловский В.И., Шейнин В.М. - М.: Машиностроение, 1984.
5. Веб-ресурс компании «IOSO Technology Center» - http://www.iosotech.com.
THE TECHNOLOGY OF TECHNICAL APPEARANCE FORMING FOR POWER PLANTS OF AIRCRAFTS
Lukovnikov A.V.
The given paper presents the description of the methodology and complex mathematical model, intended for formation of technical appearance for power plant of aircraft system. The complex mathematical model (CMM) for the «Aircraft -Power plant» system has been developed allowing us to fulfill wide-sized parametrical and optimization researches in order to estimate the influence of the engine calculated parameters and operation process control laws on its effectiveness and the selected criterion value for the whole «Aircraft - Power plant» system operation effectiveness.
Сведения об авторе
Луковников Александр Валерьевич, 1973 г.р., окончил Иркутское высшее военное авиационное инженерное училище (1995) и ВВИА им. проф. Н.Е. Жуковского (1997), член-корреспондент Российской академии космонавтики им. К.Э. Циолковского, кандидат технических наук, доцент, заместитель начальника кафедры теории авиационных двигателей ВВИА им. проф. Н.Е. Жуковского, автор более 75 научных работ, область научных интересов - математическое моделирование рабочего процесса и оценка эффективности силовых установок в системе летательного аппарата, формирование предварительного технического облика силовых установок летательных аппаратов различного целевого назначения на этапах НИР.
