Метод выбора состава и режима работы силовой установки, режима работы для летательного аппарата со сверхзвуковой крейсерской скоростью

Abstract

Силовая установка (СУ) сверхзвукового летательного аппарата (ЛА) представляет собой систему, являющуюся частью более сложной системы – летательного аппарата. Поэтому эффективность ЛА существенно зависит от состава СУ и её режима. Выбор состава и режима работы СУ – это часть сложной комплексной вариационной оптимизационной задачи, в которой варьируются параметры профиля полета, ЛА и СУ. Ввиду сложности задачи в полной постановке, как правило, её упрощают. Обычно для сверхзвукового ЛА задают профиль полета, режим полета на крейсерском участке, полезную нагрузку, геометрическую форму и аэродинамические коэффициенты ЛА. Варьируются размеры и масса ЛА, а также параметры СУ. В результате расчета определяются потребная масса топлива и СУ. Критерием выбора состава СУ является минимальный взлетный вес ЛА. Основным недостатком этого метода является недостаточно удачная декомпозиция сложной комплексной задачи. В частности, комплексно решаются вопросы аэродинамики ЛА, конструкции ЛА и теории воздушно-реактивных двигателей, что усложняет задачу как в научном, так и в организационном плане, – затрудняется постановка задач на проектирование профильным организациям. Предложен другой способ декомпозиции, основанный на разложении комплексной задачи на составляющие. Первая составляющая – задача выбора состава и параметров СУ при заданных профиле полета, массовых, геометрических и аэродинамических характеристиках ЛА; вторая – задача выбора параметров ЛА при заданном профиле полета и геометрической форме ЛА путем варьирования размеров и массы ЛА; третья – задача выбора параметров и геометрической формы ЛА при заданном профиле полета путем варьирования геометрической формы ЛА и связанных с ней аэродинамических характеристик ЛА; четвертая – задача выбора параметров профиля полета. Причем первая задача является составной частью второй, вторая – составной частью третьей, а третья - составной частью четвертой. Таким образом, композиция этих задач позволяет решить комплексную задачу выбора параметров профиля полета, ЛА и его СУ. Другим недостатком применяемых методов является выбор единственного решения по одному критерию. На практике выбор решения зависит от многих факторов, поэтому целесообразно иметь ряд решений, слабо отличающихся по выбранному критерию, но имеющими разные векторы параметров полета, ЛА и СУ. Предложен метод выбора состава и параметров СУ по одному критерию, обеспечивающий получение ряда векторов параметров СУ в целях последующего выбора вектора параметров, удовлетворяющего ряду критериев. Кроме того, применение в оптимизационной задаче полной математической модели с использованием дифференциальных уравнений движения ЛА требует больших вычислительных ресурсов. Более рациональным является метод грубого поиска решения по упрощенной модели с последующей коррекцией полученного решения по полной модели (методы типа «предиктор-корректор»). Предложен метод выбора параметров с использованием схемы «предиктор – корректор». Предиктором является упрощенная модель, основанная на использовании крейсерского участка полета для выбора параметров ЛА и СУ. Корректором является полная модель с использованием дифференциальных уравнений движения ЛА и расходования топлива, применяемая ко всем участкам профиля полета ЛА. Разработанный метод обеспечивает получение ряда векторов параметров СУ, лучших по заданному критерию эффективности, позволяющий сделать последующий выбор вектора параметров СУ с учетом всех критериев эффективности.

Силова установка (СУ) надзвукового літального апарата (ЛА) являє собою систему, яка є частиною більш складної системи – літального апарата. Тому ефективність ЛА суттєво залежить від складу СУ та її режиму. Вибір складу і режиму роботи СУ – це частина складної комплексної варіаційної оптимізаційної задачі, в якій варіюються параметри профілю польоту, ЛА і СУ. Зважаючи на складність завдання в повній постановці, як правило її спрощують. Зазвичай для надзвукового ЛА задають профіль польоту, режим польоту на крейсерській ділянці, корисне навантаження, геометричну форму і аеродинамічні коефіцієнти ЛА. Варіюються розміри і маса ЛА, а також параметри СУ. В результаті розрахунку визначаються потрібна маса палива і СУ. Критерієм вибору складу СУ є мінімальна злітна вага ЛА. Основним недоліком цього методу є недостатньо вдала декомпозиція складної комплексної задачі. Зокрема, комплексно вирішують питання аеродинаміки ЛА, конструкції ЛА і теорії повітряно-реактивних двигунів, що ускладнює завдання як в науковому, так і в організаційному плані, – ускладнюється постановка завдань на проектування профільним організаціям. Запропоновано інший спосіб декомпозиції, оснований на розкладанні комплексної задачі на складові. Перша складова – задача вибору складу і параметрів СУ при заданих профілю польоту, масових, геометричних і аеродинамічних характеристиках ЛА; друга – задача вибору параметрів ЛА при заданому профілі польоту і геометричній формі ЛА шляхом варіювання розмірів і маси ЛА; третя – задача вибору параметрів і геометричної форми ЛА при заданому профілі польоту шляхом варіювання геометричної форми ЛА і пов'язаних з нею аеродинамічних характеристик ЛА; четверта – задача вибору параметрів профілю польоту. Причому перша задача є складовою частиною другої, друга – складовою частиною третьої, а третя – складовою частиною четвертої. Таким чином, композиція цих завдань дозволяє вирішити комплексну задачу вибору параметрів профілю польоту, ЛА і його СУ. Іншим недоліком застосовуваних методів є вибір єдиного рішення за одним критерієм. На практиці вибір рішення залежить від багатьох чинників, тому доцільно мати ряд рішень, які слабо відрізняються за вибраним критерієм, але мають різні вектори параметрів польоту, ЛА і СУ. Запропоновано метод вибору складу і параметрів СУ за одним критерієм, що забезпечує отримання ряду векторів параметрів СУ з метою подальшого вибору вектора параметрів, що задовольняє ряду критеріїв. Крім того, використання в оптимізаційній задачі повної математичної моделі з використанням диференціальних рівнянь руху ЛА потребує великих обчислювальних ресурсів. Більш раціональним є метод грубого пошуку рішення за спрощеною моделлю з подальшим коригуванням отриманого рішення за повною моделлю (методи типу «предиктор-коректор»). В роботі запропоновано метод вибору параметрів з використанням схеми «предиктор - коректор». Предиктором є спрощена модель, основана на використанні крейсерської ділянки польоту для вибору параметрів ЛА і СУ. Коректором є повна модель з використанням диференціальних рівнянь руху ЛА і витрачання палива, що застосовується до всіх ділянок профілю польоту ЛА. Розроблений метод забезпечує отримання ряд векторів параметрів СУ, кращих за заданим критерієм ефективності, що дозволяє зробити наступний вибір вектора параметрів СУ з урахуванням всіх критеріїв ефективності.

The power plant (PP) of a supersonic aircraft is a system that is part of a more complex system - the aircraft. Therefore, the efficiency of the aircraft significantly depends on the PP composition and its operating mode. Choice of composition and operation mode of PP is a part of the complex integrated variational optimization task, where parameters of flight profile, aircraft and PP are varied. Due to the complexity of the task in complete formulation, it is usually simplified. Typically, for the supersonic aircraft, the flight profile, flight mode for the cruising segment, payload, geometric shape and aerodynamic coefficients of the aircraft are specified. The dimensions and weight of the aircraft, as well as the parameters of the PP are varied. The required fuel and PP mass are determined. The minimum takeoff gross weight of the aircraft is a criterion of choosing the composition of the PP. A main disadvantage of this method is the insufficiently successful decomposition of the complex problem. In particular, the issues of aircraft aerodynamics, aircraft design and the theory of air-breathing engines are being comprehensively resolved, which complicates the task both in scientific and organizational terms - it is difficult to set design tasks for specialized organizations. Another decomposition method based on decomposing a complex problem into its components is proposed. The first component is the problem of choosing the composition and parameters of the PP, for the flight profile, mass, geometric and aerodynamic characteristics of the aircraft which are set; the second one is the problem of choosing the parameters of the aircraft, for the flight profile and the geometric shape of the aircraft that are set by varying the size and mass of the aircraft; the third one is the problem of choosing the parameters and geometric shape of the aircraft for the flight profile which is given by varying the geometric shape of the aircraft and the associated aerodynamic characteristics of the aircraft; the fourth one is the problem of choosing the parameters of the flight profile. Moreover, the first task is an integral part of the second one, the second one is an integral part of the third, and the third one is an integral part of the fourth. Thus, the composition of these tasks allows solving the complex problem of choosing the parameters of the flight profile, aircraft and its PP. Another disadvantage of the applied methods is the choice of a single solution based on one criterion. In practice, the choice of the solution depends on many factors; therefore, it is advisable to have a number of solutions that slightly differ in the chosen criterion, but have different vectors of flight, aircraft and PP parameters. A method of selecting the composition and parameters of the PP according to the one criterion, which ensures the receipt of a number of vectors of the PP parameters with the aim of the subsequent selection of the parameter vector that satisfies a number of criteria is proposed in the article. In addition, the use of a complete mathematical model which is used the differential equations of aircraft motion in the optimization task requires large computing resources. A more rational method is a rough search for a solution using a simplified model, followed by a correction of the solution result using a complete model ("predictor-corrector" type methods). The method of choosing parameters using the "predictor - corrector" scheme is proposed in the article. The predictor is a simplified model based on the use of the cruising flight segment for the selection of aircraft and PP parameters. The corrector is the complete model using the differential equations of aircraft motion and fuel consumption, applied to all segments of the aircraft flight profile. The developed method provides obtaining a number of PP parameter vectors that are best according to the given efficiency criterion, which makes it possible to make a subsequent choice of the PP parameters vector taking into account all efficiency criteria.