физической реализации, ни заданным значениям летно-техниЧе-ских характеристик по ТТТ. Вполне очевидно, что такие варианты должны быть исключены из рассмотрения при последующем параметрическом анализе.

Отмеченное обстоятельство отражает тот простой факт, что параметрический анализ (а точнее - сопутствующие ему параметрические расчеты) проводят в такой момент, когда процесс проектирования еще не замкнут принятием проектно-конструк-торского решения, т. е. выбором рациональных значений проектных параметров. .-

Работы, связанные с такими проектными параметрическими расчетами и с последующим их анализом, являются сердцевиной всех проектных изысканий. Независимо от того, как выполняется процедура выбора проектных параметров (формально или неформально), результаты параметрических расчетов и основанного на них анализа являются ядром всех процедур оптимизации проектных параметров.

Диапазон изменения значений проектных параметров с наибольшей степенью вероятности должен включать и ожидаемые их оптимальные значения. Для выбора такого диапазона лучше всего ориентироваться на значения, получаемые на основе приближенных проектных расчетов (см. гл. 4).

Так, например, по расчетам первого приближения можно определить ожидаемые значения различных проектных параметров (площадь крыла S = 5* и стартовую тягу двигательной установки Ро = Ро), а также ожидаемые значения безразмерных параметров (удлинение крыла К = X\ его среднюю относительную толщину с = с , стреловидность Хп.к = %п.1, сужение ц = == т] и т. п.). Приближенные значения таких же параметров могут быть определены или приняты для оперений (горизонтального и вертикального), которые могут быть дополнены их относительными размерами в виде Sr. о = Si\o и 5в. о = SL.o- Для фюзеляжа могут быть определены значения его параметров первого приближения в виде абсолютного ил£ относительного размера диаметра фюзеляжа Оф = D или = соответственно, его полного удлинения Хф = Х и удлинений его носовой и хвостовой частей, т. е. Х , ф = х1,\ф и Х, ф = соответственно.

Число свободных проектных параметров может быть значительно сокращено, если часть из них принять постоянными в силу того, что их изменение практически не оказывает влияния на результат проектирования или их значения уже установились в практике проектирования самолетов данного типа.

Другой путь сокращения числа свободных проектных параметров состоит в том, что на часть параметров накладывают проектные связи и они становятся зависимыми от свободных параметров. Так, можно получить связь между сужением крыла и его удлинением и стреловидностью по передней кромке при заданной

стреловидности задней кромки, или можно связать удлинение фюзеляжа с его диаметром и удлинениями его носовой и хвостовой частей при заданном уровне комфорта для пассажиров, или - выдержать определенное соотношение размеров, характеризующих общий вид самолета, и т. п. Такие зависимые проектные геометрические параметры можно отнести к категории компоновочных технических характеристик самолета.

В число постоянных параметров можно включить параметры двигательной установки с конкретным двигателем, определенным по результатам расчетов первого приближения. Целесообразность этого вытекает из того факта, что, если параметры двигательной (или силовой) установки принимать переменными и использовать в параметрических расчетах ее имитационную модель, то после определения ее оптимальных параметров (совместно с оптимальными параметрами планера) все равно необходимо будет перейти к конкретному двигателю, который будет отличаться от оптимального. Тогда, чтобы не потерять всех преимуществ оптимизации, необходимо будет повторно провести оптимизацию параметров планера самолета, наилучшим образом отвечающих принятому конкретному двигателю.

Совместная оптимизация параметров планера и двигательной установки должна проводиться только в том случае, когда предполагается одновременное проектирование нового самолета и соответствующего ему специального нового двигателя. Если же принимать изменения параметров двигательной установки в соответствии с перечнем каталога конкретных двигателей (дискретно), то оптимизация проекта самолета сведется к многократной оптимизации только параметров планера и к последующему выбору наилучшего варианта самолета из всех оптимизированных. Это и определит конкретный оптимальный двигатель из всего перечня по каталогу.

Таким образом, типичным для оптимизации проектных параметров самолета является случай, когда двигатель задан.

Для анализа влияния проектных параметров на летно-технические характеристики самолета прежде всего проводятся параметрические расчеты его технических характеристик. В число основных технических характеристик проекта самолета на уровне технического предложения входят:

- геометрические характеристики;

- инерционно-массовые или весовые характеристики;

- аэродинамические характеристики;

- характеристики силовой установки;

- характеристики взлетно-посадочных устройств;

- компоновочные характеристики.

Геометрические характеристики самолета определяют его размеры и форму. Вычисляются они через заданные значения свободных проектных параметров и компоновочных характеристик самолета. Геометрические характеристики являются исходными

данными для определения других технических характеристик.

Инерционно-массовые или весовые характеристики включают взлетную массу самолета то и все ее компоненты т такие, что то = Под аэродинамическими характеристиками само-

лета следует понимать прежде всего поляру самолета на крейсерском и взлетно-посадочных режимах полета Сх {Су, М, Н, V, бзакр) и соответствующие этим режимам значения Су как для всего самолета, так и для его оперений, а также положения фокусов на крыле и оперениях как по углу атаки, так и по отклонению рулей или механизации {хщ и Xpi).

В качестве характеристик силовой установки выступают характеристики двигательной установки и топливной системы в виде абсолютных их масс, а также в виде геометрических размеров двигателя, его весовых данных, степени двухконтурности, вы-сотно-скоростных и дроссельных характеристик: т.у == m . у + + tn.c\ D; 1дв; D,r, - тд; т; Р {V, Н); Ср (К, Н) и {Р) при {V, Я) = const.

Характеристики взлетно-посадочных устройств (щасси) включают данные по их схеме, габаритам, проходимости в зависимости от условий базирования и эксплуатации самолета.

Под компоновочными характеристиками самолета (в рамках чертежа его общего вида) следует понимать прежде всего координаты взаимного расположения основных компоновочных групп относительно одной из них, принимаемой за базовую, обеспечивающие нормированную безопасность эксплуатации самолета в воздухе и на земле. Следует заметить, что компоновочные характеристики связаны практически со всеми проектными параметрами и остальными техническими характеристиками самолета. Некоторые компоновочные характеристики по существу являются и геометрическими.

В связи с этим необходимо отметить общую особенность технических характеристик: они зависят не только от проектных параметров и расчетных случаев, т. е. от летных характеристик, но и от самих себя. Указанная особенность наиболее наглядно проявляется на примере определения (вычисления) взлетной массы самолета, носящего итерационный характер:

где ml* =mi{m); k - номер итерации, k = \, К- Здесь К - номер последней итерации, определяемый заданной точностью вычислений для всех компонентов взлетной массы:

шах {ell

тГ> тГ->

I -ц.

Вычисление других технических характеристик при заданных значениях свободных проектных параметров и летных характеристик носят также итерационный характер. Основные соотношения для их вычислений приведены в гл. 14 ... 19.

Определение летных характеристик для проведения того же параметрического анализа производится в соответствии с перечнем, который условно можно представить состоящим из трех основных групп, отражающих проектные связи или расчетные условия проектирования, основные условия реализации полета и гарантии его безопасности и, наконец, условия нормальной эксплуатации самолета конкретного назначения.

В общем случае этот перечень можно представить следующим образом. В первую его группу можно включить определение максимальной эксплуатационной и расчетной перегрузок

Во вторую группу войдет определение потребных тяг Рпотр или избытков тяг (АРизб = P-picu - -потр) ДЛЯ нзиболее характерных установившихся режимов полета, а также избытков подъемной силы при Су = Суоа и у = Щэ на основном рабочем режиме полета AF = Кдоп - gtriny,.

В третью группу перечня летных характеристик войдут расчеты по определению:

- характеристик крейсерских режимов полета (У рейс, Якрейс,

расч, -тах И Т. П,),

- характеристик набора высоты (скороподъемности) и снижения (Vh. в, Уу.н.в, Тн. в, н. в, У у cat Tew сн И Т. П.);

- взлетно-посадочных характеристик (Уотр, разб> пос, з.п, у пос, -вип и т. п.);

- маневренных характеристик (Пдоп, П;.тах, г max, ?вир,

Гвир и т. п );

- характеристик устойчивости и управляемости (ст , Оу,

. Ткол. К Кб.п или ф и ф, X, и т. п.).

Здесь Ткол - время затухания колебаний, Пдат - число колебаний до затухания; 1 - относительный коэффициент демпфирования колебаний; Х = max KI утах 1-

Если первые две группы перечня летных характеристик являются наиболее общими и используются при проектировании самолета практически любого назначения, то третья группа этого перечня должна составляться в соответствии с перечнем ТТТ, предъявляемых к самолету конкретного назначения.

Необходимо отметить, что в зависимости от методологической концепции проектирования самолета некоторые летные характеристики могут взаимно исключать одна другую из указанного перечня. Например, если ведется проектирование самолета с заданным двигателем, то достаточно определить зависимость потребных тяг при заданной максимальной скорости полета от проектных параметров самолета (планера), и при этом нет необ-

ходимости в определении зависимости максимальной скорости (при Я = const) от тех же проектных параметров. И, наоборот, если ведется проектирование самолета с переменным двигателем, то необходимо определять зависимость максимальной скорости от проектных параметров самолета, в число которых включены и параметры двигателя. Однако при этом не следует специально определять зависимость потребной тяги от проектных параметров.

Следует заметить, что в первом случае определение потребных тяг не сопряжено с какими-либо вычислительными трудностями, в то время как во втором случае определение зависимости максимальной (или минимальной) скорости полета может быть сделано только с помощью итерационного процесса вычисления. Это видно из формулы

Р (Vmax)

(тах)

L Kmax(Kmax)P(Vmax) J

которая для практических итерационных вычислений будет иметь вид

< max

Ря.о(шах)

max (max) (max)

где k - номер итерации, k = \, К-

процесс вычисления Уах может быть остановлен, как только

Й = /С при условии, что I Kinax - KV /lmax < у, ГДС -

заданная точность вычисления Уз.

Итерационный характер вычислений для проведения полноценного параметрического анализа приводит к необходимости использования мощной вычислительной техники типа ЭЦВМ. При отсутствии ЭЦВМ приходится выбирать такую методологическую концепцию параметрического анализа, которая не предусматривает использование итерационных процессов вычислений, практически не выполнимых при ручных расчетах.

Для обобщения задачи параметрического анализа множество свободных проектных параметров можно представить вектором х, X =\Xi}, / = 1, /; множество технических характеристик - вектором у, = \yj}, / = 1, /; множество рассматриваемых летных характеристик - вектором z, / = z I =Т, L. Тогда параметрические зависимости технических и летных характеристик можно представить вектор-функциями у = ф (л;, z, у) ц z = = i) (х, у, z) соответственно, а параметрическую зависимость оценочного критерия - скалярной функцией f {х, у, z).

Из вида вектор-функций фИ я); следует, что вычисление значений у и z связано как с внутренними итерационными циклами (вычисление у при х = const и 2 = const и вычисление z при х = = const я у = const), так и со смежными циклами (вычисление у при X = const и Z = var и вычисление z при х = const я у = var).

Полезно сохранить именно такую структуру вычислений, так как она позволит автономно вычислять характеристики у яг, несмотря на то, что она может потребовать несколько большее число итераций, чем при структуре общесистемного цикла. Более того, при использовании ЭВМ это позволит сохранить блочно-модуль-ную структуру программного обеспечения.

Параметрический анализ представляет собой систему проектных расчетов летно-технических характеристик самолета при некоторой заданной последовательности значений свободных параметров, включающей и наиболее подходящие (или наиболее вероятные) для реализации проекта. Такая последовательность значений свободных параметров может строиться либо произвольно, т. е. по интуиции или опыту проектирования, либо упо-рядоченно, т. е. по определенной методике, формально. Второй подход наиболее эффективен для построения анализа при любой квалификации проектировщика и при использовании ЭЦВМ для расчетов.

В общем случае анализ производится в некотором интервале значений свободных проектных параметров [щщ; лгшах]- Изменение каждого параметра xi, t [1, /1 можно производить, в общем случае, с некоторым произвольным шагом Ал;; относи-

тельно Xmia или ЛГщах. НаприМСр, В ВИДС: X

или в виде А4° = 0;

если 4 = mln,

(I)

Xi - Xi -

k=l, К;

причем xi = x\

если

Jfi - Xi m,

max> minb Однако ДЛЯ ТОГО, чтобы объективно оценивать изменение значений летно-технических характеристик \у, z\ в зависимости от изменения значений свободных проектных параметров х, необходимо равномерно изменять параметры, т. е. изменение Xi нужно производить с равномерным изменением шага: 1 АхР j = (й - 1) Axj , где \Axi \ = const == max -

- minlA - !) Очевидно также, что для упрощения вычислений желательно иметь значение AjCj целочисленным или содержащим только одну значащую цифру {...; 0,1, 1,0; 10,0; ...\, или округленным.

Тогда число шагов изменения параметра xi для анализа определится соотношением /Сг = 1 -f intgr [\ Xi max -

- л;г тшИ Ал:;]], где символ intgr а означает операцию округления числа а до целого путем отбрасывания его дробной части. Анализ характеристик самолета при этом будет производиться для значений свободного проектного параметра, определяемых соотношением xf = Xi mm + {k-\)\AXi \ или xY = Xi max - - 1) I AXi\.

Опорные значения каждого свободного параметра Xi или

imax можно ПрИНЯТЬ ЛИбО ПрОИЗВОЛЬНО (пО ЛИЧНОМу ОПЫТу),

либо на основе расчетов первого приближения, т. е. с использованием практики самолетостроения или статистики. Поэтому, если вычислены или определены другим путем значения свободных проектных параметров первого приближения 4**, то для определе-