Оптимизация параметров магистрального самолета

На начальных этапах проектирования самолета проводится выбор рациональных параметров его аэродинамической компоновки и силовой установки. Оперативность в проведении численного многопараметри­ческого анализа достигается использованием сравнительно быстрых алгоритмов аэродинамического и весового расчета самолета, а также, если это входит в круг выбираемых параметров, весового и термодина­мического расчета силовой установки. Целью широкого па­раметрического анализа является получение области рас­

сматриваемых параметров, в которой при удовлетворении заданных ограничений обеспечиваются лучшие экономические или другие показатели самолета. Полученные результаты на следующих этапах проектирования уточняются с помощью результатов экс­

периментальных исследований и более строгих алгоритмов, тре­бующих существенной детализации исходных данных и характери­стик.

Распространенным способом ускорения расчетов при параметри­ческом анализе, является пересчет показателей от прототипа, при оп­ределении характеристик которого используются более точные и трудоемкие методы расчета. Число одновременно варьируемых

параметров при оптимизации характеристик самолета, как правило, не велико. Обычно проектирование осуществляется под. конкретную силовую установку. Требованиями технического задания определены пассажировместимость, дальность и скорость полета, условия базирования и ряд других характеристик. Зависимость экономических и летно-технических характеристик самолета от этих параметров исследуется на этапах формирования технического задания на самолет.

В качестве примера многопараметрического анализа технических характеристик самолета рассмотрим проблему выбора рациональных площади—S, удлинения—Л и стреловидности—,* крыла самолета с позиций топливной экономичности. Зависимость расхода топлива от перечисленных параметров при фиксированных коммерческой нагрузке и дальности полета, как правило, имеет плавный характер и, как показывает практика расчетов, хорошо апроксимируется полиномом второй степени вида:

GT=di + fl3 * *+Яз * *2 + я4 ‘ A + Os * A2+fle • * • А + a7’S—a6‘S2+a9’x’ 5 + я10 • А • S, (10.26) где а .“постоянные коэффициенты.

Для определения этих коэффициентов необходимо провести весовые расчеты и расчеты расхода топлива самолета, реализующего полет на заданную дальность, как минимум для десяти различных сочетаний параметров S, А, *. При большем числе сочетаний варьируемых параметров коэффициенты я* определяются из-условия минимума суммы квадратов отклонений. Диапазон значений параметров, представляющий практический интерес, как правило, не превышает ±20-г25% от параметров прототипа. При выборе расчетных сочетаний параметров встает проблема с одной стороны с достаточной полнотой охватить исследуемый диапазон значений, а с другой стороны по возможности сократить объем расчетов. Для выбо­ра сочетаний параметров, удовлетворяющих этим требованиям, можно воспользоваться методом ортогональных латинских квадратов [61.

В соответствии с этим методом исследуемый диапазон каждого параметра делится на равное число одинаковых отрезков. Для полинома вида (Ю.26) “минимальное число отрезков разбиения равно 3 (рис. 10.26). Четыре расчетные комбинации значений удлинения и стреловидности для каждого значения площади выбираются таким образом, чтобы в проекции на любую координатную плоскость они заполняли все 16 узловых точек, не повторяясь ни в одной. Один из возможных вариантов, удовлетворяющих этому условию, представлен ниже в таблице и на рис.10.26.

Как видно из таблицы, индексы значений удлинений при смене значения площади крыла подчиняются правилу циклической перестановки. — —

На рис.10.27 представлен полученный по описанной выше процедуре пример зависимости (10.26) для расходуемого топлива от

Рис.10.27 Влияние параметров крыла проектируемого самолету на рейсовый расход топлива

параметров крыла магистрального самолета, рассчитанного для полета на дальность 5000 км с числом М на крейсерском режиме Мкр = 0,8. Точками отмечены 16 расчетных значений. Расходуемое топливо представлено в безразмерном виде, нормированном величиной расхода топлива для самолета-прототипа. Соответствующая зависимость взлетного веса, отнесенного к взлетному весу прототипа, представлена на рис. 10.28. Крыло самолета-прототипа имело параметры S=240 м2, *=30°, Л=9,9. Полученные в данном случае зависимости свидетельствуют о целесообразности некоторого увеличения всех трех рассматриваемых параметров крыла от значений, принятых для прототипа, если стоит задача снижения рейсовых расходов топлива. Но все вариации параметров, уменьшающие расход топлива, сопровождаются увеличением веса • конструкции и взлетного веса самолета. Что является более целесообразным в каждом конкретном случае, решается с учетом таких факторов как стоимость производства, степень технического риска, возможное будущее развитие самолета и тому подобное.

Рис Л 0.28 Влияние параметров крыла проектируемого самолета на его взлетный вес

Литература

t

1. Единые нормы летной годности гражданских транспортных самолетов стран-членов СЭВ, 1985.

2. Federal Aviation Regulations, Part 25—Airworthiness Stan­dards: Transport category airplanes, 1986.

3. Perry D. H. The Airbom Path During Take-off for Constant Rate-of-Pitch Manoeuvres. ARC Carrent Papers N 1042 London 1969.

4. E. В. Яворский, В. В. Меркотан, В. В. Оксимец. Методика определения взлетно-посадочных характеристик турбореактивных пассажирских самолетов с учетом отечественных (НЛГС) и зарубежных норм летной годности. Прикладная аэродинамика, выпуск 2, КНИИГА, 1976.

5. “Методы оптимизации с применениями к механике космического полета.” Москва, изд. “Машиностроение”, 1965.

6. Jobe С. Е., Kulfan R. M., Vachal J. D. Application of Laminar Flow Control to Large Subsonic Military Transport Airplanes.” AIAA £aper 78-95, 1978.