Компоновка дальнемагистрального самолета в зависимости от инфраструктурных ограничений

УДК 621

КОМПОНОВКА ДАЛЬНЕМАГИСТРАЛЬНОГО САМОЛЕТА В ЗАВИСИМОСТИ ОТ ИНФРАСТРУКТУРНЫХ ОГРАНИЧЕНИЙ

М.Ю. Куприков, Л.Н. Рабинский

Проведен анализ влияния инфраструктурных ограничений самолетов на выбор альтернативных вариантов компоновки дальнемагистральных самолетов. Приведен метод компоновки самолета от виртуального центра масс, позволяющий получить компоновочную схему самолета из условий инфраструктурных ограничений в терминальных конфигурациях современной авиационной инфраструктуры. Предложен метод синтеза новых схемных решений пассажирского салона самолета. Дано графическое представление концепции дальне-магистрального самолета большой пассажи-ровместимости выполненного в аэродинамической балансировочной схеме «Летающее крыло»

Ключевые слова: самолет, компоновка, схемы, летающее крыло, геометрия, облик, инфраструктура.

Диалектическое противоречие между постоянно совершенствующимися новыми типами самолетов и непрерывно стареющей авиационной инфраструктурой возникло с первых дней появления авиации и носит фундаментальный характер. Переход на трансзвуковые и сверхзвуковые скорости полета, увеличение грузопотоков и, как следствие, увеличение размерности воздушных судов привели к появлению мощного дорогостоящего инфраструктурного комплекса [4]. Воздушное судно и авиационная инфраструктура представляют собой единую взаимосвязанную систему воздушного транспорта. Создание современного аэродрома требует земельного участка площадью более 8100 га, искусственного покрытия взлетно-посадочной полосы (ВПП) и рулежных дорожек и огромных временных и материальных затрат. Для определенного класса ЛА можно выделить группу ограничений, которые носят концептуальный характер и оказывают приоритетное влияние на формирование облика самолета (ФОС).

Значительное влияние на удовлетворение инфраструктурных требований оказывают конструктивно-компоновочные решения. Формирования облика самолета с учетом инфраструктурных требований позволит учесть их на ранних стадиях проектирования самолета [1-3,7]. На рис. 1 представлен самолет в пространстве инфраструктурных ограничений по длине и ширине терминальных конфигураций (80 метров на 80) и высоте ангара (25 м).

Решение задачи формирования облика самолета как задачи математического моделирования не всегда приводит к успеху из-за значительной размерности вектора конструктивных параметров Х*, сложности множества ограничений и, а также больших временных затрат, необходимых для вычисления вектора целевой функции. Поэтому очень важна правильность

160

проведенной декомпозиции системы векторов целевых функций, параметров проекта и ограничений. Это обстоятельство связано с тем, что облик самолета является результатом компромиссного решения проектных задач, что характерно для концептуального проектирования. Важной чертой концептуального проектирования является доминирование одних частных критериев над другими и повышение значимости некоторых частных критериев до уровня общих критериев. Решение «прямой» задачи проектирования самолета приводит к многоитерационности, а, следовательно, к значительным временным и материальным затратам. В этой связи особый интерес приобретает модель решения «обратной» задачи проектирования самолета, т.е. ситуация, когда рациональные значения параметров соответствуют предельно допустимому минимальному, либо максимальному значению характеристики, однозначно вытекающему из множества ограничений. Задачи данного типа характеризуются достаточно частым отсутствием точек оптимумов функции в рассматриваемом промежутке и плавным градиентом ее роста [2].

80 м

Рис 1. Магистральный самолет в пространстве инфраструктурных

ограничений

Проведенные исследования показали, что для разных типов самолетов номенклатура ограничений, практически, эквивалентна. Однако в абсолютном значении ограничения не всегда бывают критичны. Анализ ограничений позволяет формализовать их в скалярном и в функциональном виде. Эти требования формируются на этапе внешнего проектирования, и на этапе внутреннего проектирования они заданы в ТЗ. Анализ многообразия инфраструктурных ограничений и требований показывает, что их можно систематизировать и классифицировать по пяти признакам, представленным в табл. 1.

Таблица 1

Инфраструктурные требования

№ Признак 1 2 3

И1 Базирование (летное поле) Длина ВПП Ширина ВПП Прочность ВПП

И2 Служебно-техническая зона Габариты терминала Габариты мест стоянки Габариты транспортных зон

из Обслуживание и Эксплуатационная Технологичность Загрузка и выгрузка целевой нагрузки Осмотр и Заправка Ремонтопригодность

и4 Экология Шум Температура Токсичность

И5 Регионально-демографический Фактор МСА Биосфера Радиоактивность и магнитные поля

Многие инфраструктурные ограничения либо напрямую, либо косвенно оказывают влияние на выбор значений основных параметров и размерности самолета. Влияние инфраструктурных требований на размерность самолета рассмотрим на примере факторов, для которых она критична.

Демографический фактор инфраструктурных требований складывался исторически и является тем объективным фоном, который обуславливает размещение авиационной инфраструктуры как в каждом отдельном регионе, так и на Земном шаре в целом. В силу определенных в ТЗ требований, которыми должен обладать самолет, демографический фактор для некоторых типов самолетов становится определяющим. Типичными представителями таких аэропортов являются Тегель (Западный Берлин), Гонконг, Сингапур и т.д. Это обстоятельство не позволяет наращивать длину ВПП и требует улучшения ВПХ. Актуальность этой проблемы подтверждают трагические события в Иркутске при авиакатастрофе Ан-124 «Руслан». Одним из путей улучшения ВПХ является либо снижение удельной нагрузки на крыло, либо повышение тяговооруженности самолета. Число параметров, характеризующих влияние требований снижения уровня шума и эмиссии на местности при эксплуатации самолета, в общем случае велико, однако их можно привести к относительным параметрам самолета, которые входят в уравнения, характеризующие летно-технические, аэродинамические и т. д. характеристики. В качестве параметров при детерминированном поиске рациональных значений нужно использовать общесамолетные параметры и функционалы. Так, практически однозначно, можно утверждать, что при прочих равных условиях необходимо снижать взлетную массу, площадь омываемой поверхности, тягу и число двигателей и

162

т.д. Следовательно, в качестве параметров при минимизации взлетной массы можно рассматривать удельную нагрузку на крыло и тяговооружен-ность самолета.

На этапе компоновки решается триединая задача аэродинамической, объемно-весовой и конструктивно-силовой компоновок. Этап синтеза компоновочной схемы направлен на разрешение противоречий внутренней компоновки и формирования внешних обводов самолета.

При рассмотрении влияния «жестких» инфраструктурных требований на облик самолета видно, что они формируют концептуальную характеристику объекта. Однако содержательное ее наполнение зависит от назначения самолета и, как следствие, критичности того или иного ограничения.

С целью минимизации числа итераций компоновки необходимо выявить критичный фактор и относительно него провести построение компоновочных процедур в единый алгоритм.

При этом реализация «обратной» задачи компоновки начинается с выявления компоновочного пространства и декомпозиции его по характеристическим признакам. В качестве последних выступают как признаки, однозначно определяемые инфраструктурными требованиями (габариты), так и более многозначные признаки (центровка, моменты инерции, удельная плотность и т.п.). Характеристические признаки несут концептуальную составляющую как для отдельных агрегатов, так и для самолета в целом. Реализация построения компоновочных процедур относительно критичного фактора приводит к декомпозиции компоновочных процедур и выявлению очередности их проведения.

Рассмотрим выявление компоновочного пространства, декомпозицию его по характеристическим признакам и выявление критичного фактора для ДМС.

Если рассматривать вопрос в целом, то, с точки зрения объемно-весовой компоновки, оптимальным решением будет самолет, для которого внешний обвод получен в результате позиционирования отдельных агрегатов с учетом критичности компоновки как относительно трех осей координат и в трех плоскостях, так и для любого произвольного радиус-вектора, начинающегося из центра масс самолета.

Характерной чертой компоновки при «жестких» габаритных ограничений является возможность проведения пространственной увязки многих агрегатов в первой итерации, что позволяет вести компоновку от некоего виртуального центра. В качестве него удобно выбирать начало связанной системы координат, которое совпадает с реальным центром масс самолета. Поэтому задача компоновки сводится к расположению и взаимной увязке агрегатов в компоновочном пространстве, обусловленном инфра-

структурными ограничениями из условия приведения реального центра масс к виртуальному (ВЦМ) и обеспечения характеристических признаков, удовлетворяющих как инфраструктурным требованиям, так и прочим, например, аэродинамическим [7].

На рис.2 на третьем уровне приведен трехмерный образ компоновочного пространства для ДМС, полученного по результатам структурно-параметрического анализа конфигураций терминалов, способа парковки самолета и с учетом ограничений по высоте самолета из условия проходимости в ворота ангара (23 м). При этом, конечно, учитываются и вопросы компоновки антенн и оборудования в верхней точке киля. На рис.2 на втором уровне условно показан диапазон допустимого размещения пассажирских палуб ДМС. Их компоновка обусловлена высотой привязки (3.8 м), длиной (20-25 м, а в перспективе 40-50м) и предельными углами отклонения в вертикальной плоскости (10%) терминальных траповых мостов.

Начинается компоновка с формирования поперечного сечения фюзеляжа в плоскости YOZ. По граничным условиям размещают палубы, а относительно них компонуют кресла и контейнеры грузовых отсеков по методу контрольных точек (автор к.т.н. В. Л.Колесников).

На втором этапе типовое поперечное сечение тиражируют вдоль продольной оси OX контролируя центровочные характеристики.

Для цилиндрического фюзеляжа типовое поперечное сечение постоянно. Для схемы летающее крыло происходит морфинг типового поперечного сечения. Кресла компонуют в зависимости от распределения объёмов, где допустимо расположение пассажирских палуб см. рис. 3.

На третьем этапе к фюзеляжу в передней открытой зоне компонуют кабину экипажа (см. рис.4).

На четвертом этапе завершается аэродинамическая компоновка посредством формирования омываемой поверхности самолета.

На пятом этапе происходит формирование конструктивно-силовой схемы самолета.

Завершается формирование облика объемно-весовой компоновкой. Сутью, которой является приведение реального центра масс к виртуальному в рамках сформированной омываемой поверхности самолета.

Разработанный метод компоновки самолета от компоновочного пространства позволил получить компоновку самолета, удовлетворяющую всем инфраструктурным требованиям, с взлетной массой на 30-40 т меньше чем у прототипов.

Так, чем больше значения и целевой нагрузки и дальности полета, тем выгоднее применение данной схемы. Представленные на рис.2 варианты внутренней компоновки пассажирских салонов получены для случая перевозки 616 пассажиров в трехклассной компоновке салонов на даль-

ность 13700 км. При этом отчетливо видно вырождение схемы «летающее крыло». Уже в этой размерности появляется развитая фюзеляжная часть (рис. 3). Этот факт связан с особенностями компоновки пассажирских салонов. Необходимость обеспечения заданных объемов, высоты и ширины пассажирских помещений требует увеличения внутренних объемов летающего крыла. Например, увеличение строительных высот в центральной части крыла обусловлено обеспечением минимальной высоты проходов. Поэтому в центральной части крыла хорды увеличены для обеспечения необходимых строительных высот.

Рис. 2. Формирование облика дальнемагистрального самолета

165

Рис. 3. Внутренняя компоновка дальнемагистрального самолета

а "я'" -'Vi v'W" '.! rj~|

Рис. 4. Аэродинамическая компоновка дальнемагистрального самолета

Предложен новый подход к формированию облика самолета с учетом "жестких" инфраструктурных ограничений, заключающийся в решении так называемой "обратной" задачи проектирования. Сущностью решения "обратной" задачи является определение внешней конфигурации и размерности самолета в результате его внутреннего структурного синтеза, обусловленного концептуальными инфраструктурными ограничениями.

Список литературы

1. Долгов О.С., Куприков М.Ю. Моментно-инерционный фактор в формировании облика самолета: монография, под редакцией Куприкова М.Ю. М.: Изд-во МАИ-ПРИНТ, 2008. 180 с.

2. Долгов О.С., Куприков М.Ю., Куприков Н.М. Особенности выявления моментно-инерционного облика перспективных самолетов, на ранних этапах проектирования // Вестник Московского авиационного института. М.: МАИ, 2010. № 2. Т. 17. С. 1.

166

3. Долгов О.С., Куприков М.Ю., Рипецкий А.В. Особенности геометрического синтеза на разных этапах формирования облика самолета большой пассажировместимости // Вестник Московского авиационного института. М.: МАИ, 2010. № 5. Т. 17. С. 43 - 48.

4. Куприков М.Ю., Максимов С.В. Влияние инфраструктурных ограничений на облик перспективного дальнемагистрального самолета // Изв. вузов Авиационная техника. Казань, 1999. № 1. С. 52-55.

5. Kuprikov M., Мах1шоу S. Selecting Rational Parameters For The Lift System Of A Subsonic Transport Plane, Ac Tch 96-24, Russian Sci-tech, №1 1997 Science@Technology, New-York, USA, P. 20.

6. Kuprikov M., Маximov S. Using Engine Thrust Excess To СоПго1 Aircraft Flight And Trimming, Ac Tch 96-23, Russian Sci-tech, №1 1997. Sci-ence@Technology, New-York, USA. P. 22.

Куприков Михаил Юрьевич, д-р техн. наук, проф., зав. тф., kuprikov@russianpolar.ru, Россия, Москва, Московский авиационный институт (Национальный исследовательский университет),

Рабинский Лев Наумович, д-р физ.-мат. наук, проф., декан, f9_dec@mai.ru, Россия, Москва, Московский авиационный институт

FURNISHING A FULL-TIME AIRCRAFT DEPENDENT ON INFRASTRUCTURAL

LIMITATIONS

M.Y. Kuprikov, L.N. Rabinskiy

The analysis of the influence of the infrastructure limitations of aircraft on the choice of alternative variants of the layout of long-haul aircraft was carried out. The method of arranging the aircraft from the virtual center of mass is given, which allows obtaining the layout of the aircraft from the conditions of infrastructural restrictions in the terminal configurations of modern aviation infrastructure. A method for the synthesis of new circuit solutions for an aircraft passenger compartment is proposed. A graphical representation of the concept of a long-haul aircraft of large passivity, made in the aerodynamic balancing scheme "Flying Wing", is given.

Key words: aircraft, layout, schemes, flying wing, geometry, appearance, infrastructure.

Kuprikov Mikhail Yuryevich, doctor of technical sciences, professor, kuprikov@russianpolar.ru, Russia, Moscow, Moscow aviation Institute (National research University),

Rabinskiy Lev Naumovich, doctor of physical and mathematical sciences, professor, dean of faculty, f9_dec@mai.ru, Russia, Moscow, Moscow Aviation Institute