МЕТОД КОМПОНОВКИ АДМИНИСТРАТИВНЫХ САМОЛЕТОВ С ПРИМЕНЕНИЕМ CAD/CAM/CAE СИСТЕМ

Д.А. Гагасов, М.Ю. Куприков
(Московский государственный авиационный институт, Россия)

Процесс проектирования самолета является сложной, комплексной инженерной задачей, требующей затрат колоссального количества всех видов ресурсов. В условиях постоянно увеличивающейся сложности летательных аппаратов (ЛА) это ведет к значительному увеличению сроков их проектирования, что приводит к тому, что даже новейшие коммерческие авиалайнеры не полностью отвечают сегодняшним требованиям рынка авиаперевозок. Поэтому задача сокращения сроков проектирования, а вместе с этим и количества затрачиваемых ресурсов, на сегодняшний день является очень актуальной.

Наиболее радикальным средством, позволяющим резко сократить сроки проектирования ЛА, является автоматизация процессов проектирования. При этом для достижения ощутимых результатов необходимы соответствующие методики, позволяющие решить ту или иную проблему с помощью ЭВМ, что предполагает применение совершенно новых методов работы. Особенно важными являются методики, связанные с обеспечением этапа концептуального проектирования ЛА, в частности компоновки самолета, так как именно на этом этапе принимается большинство основных стратегических проектных решений.

Компоновка самолета— это прикладная геометрическая задача, суть которой состоит в пространственной увязке всех систем и агрегатов ЛА. В процессе компоновки выделяют три стадии: конструктивно-силовую, объёмно- весовую и аэродинамическую компоновку.

Формирование внешнего облика самолета в целом и компоновка, в частности, являются сложно формализуемой задачей. Это связано с большим количеством факторов, которые влияют на результат данного этапа. Факторы эти имеют различную природу и зачастую налагают такие ограничения, которые входят в противоречие друг с другом, поэтому полностью формализовать данную задачу не удается и при формализации алгоритма компоновки в расчет принимались только основные группы ограничений в наибольшей степени влияющие на формирование внешнего облика самолета.

Анализ предъявляемых к компоновке административного самолета требований показал, что большинство из них может быть введено в алгоритм проектирования в виде ограничений на применение тех или иных конструктивно-компоновочных решений, либо на геометрические характеристики и взаимное расположение компонуемых объектов. При этом в качестве целевой функции выбирается критерий, характеризующий наиболее критичное требование, которым является аэродинамика самолета, которая требует минимизации размерности проектируемого самолета.

Минимизация размерности самолета при учете ограничений по относительным характеристикам сводится к минимизации площади омываемой поверхности самолета. С другой стороны, одним из требований, которые вытекают из условия обеспечения определенного уровня комфорта, является просторность, характеристиками которой являются определенная высота салона, ширина проходов между сиденьями, определенные соотношения длины и ширины салона, а также определенный объем пассажирской кабины. Получение на основе данных характеристик минимальной размерности фюзеляжа, а следовательно, и самолета и является основной оптимизационной задачей, которая решается в процессе компоновки.

В результате компоновки критичных поперечных сечений фюзеляжа мы получаем минимальные потребные размеры поперечных сечений. После этого проводится продольная компоновка салонов, что позволяет определить основные линейные размеры фюзеляжа. По полученным результатам строится трехмерная модель. По построенной в CAD-системе трехмерной геометрической получаются значения внутренних объемов и площади омываемой поверхности самолета, которые и являются основной исходной информацией для решения вышеизложенной оптимизационной задачи. При этом варьируются размеры поперечного сечения фюзеляжа, и в соответствии с этим производится перекомпоновка салонов.

В результате решения такой оптимизационной задачи мы получаем рациональную размерность фюзеляжа. После этого в соответствии с алгоритмом и полученными с этапа синтеза схемы относительными параметрами агрегатов определяются линейные характеристики остальных агрегатов.

Последним этапом является определение центровки самолета. В случае получения ее удовлетворительного значения процесс компоновки заканчивается, иначе производится сдвиг групп агрегатов относительно фюзеляжа и перекомпоновка самолета. Таким образом обеспечивается итерационность процесса.

Применение при реализации данного алгоритма возможностей современных CAD/CAM/CAE систем позволяет получать массовые и объемные характеристики самолета по построенным трехмерным моделям с помощью стандартных встроенных в эти системы модулей, что существенно упрощает процесс вычислений.

На основе разработанного метода была проведена компоновка административного самолета с улучшенными взлетно-посадочными характеристиками.