Системы автоматизированного проектирования самолетов

Таблица 10.5

Удельные	САПР без интерактивной машинной графики	САПР с интерактивной машинной графики
показатели	работы группы «А»	работы группы «В»	работы группы «А»	работы группы «В»
КПР	3,25	2,25	6,5	4.5
КТР	6,5	6,5
КИСП	2,0	3,0	1,0	1.5

Рис.10.2. Влияние доступности интерфейсного оборудования на частные показатели технико-экономической оценки САПР

---------- работы группы «А»:

--------------- работы группы «В»

Точность рассматриваемых зависимостей определяется степенью учета всего многообразия факторов, оказывающих влияние на технико-экономическую эффективность САПР. Оценка точности, приведенная на одиннадцати примерах САПР, показывает, что при переходе от зависимостей (10.5) ...(10.7) к зависимостям (10.5')...(10.7'), предельные погрешности определения величин КПР и КТР снижаются со 150 ...200 до 40 ...50 %. Очевидно, точность может быть повышена и в большей степени, но только за счет рассмотрения дополнительных факторов, определяющих, например, функциональное удобство работы пользователя со средствами автоматизации проектирования. Точность, которая обеспечивается зависимостями (10.5')...(10.7'), вполне приемлема для решения ряда практических вопросов, возникающих в процессе общей разработки САПР.

Полученные зависимости основаны на анализе статистических данных уже созданных САПР и учитывают комплексную взаимосвязь, которая существует между автоматизируемым процессом проектирования, функционированием САПР как организационно-технической системы и возможностями конкретного уровня автоматизации.

При равной удельной трудоемкости однотипных работ в системах с интерактивной машинной графикой при прочих равных условиях обеспечивается в два раза меньшее снижение числа исполнителей (см. табл. 10.5). Это, однако, не означает, что данный тип САПР уступает системам без интерактивной графики, так как сравнение обоих типов САПР должно включать также сопоставление величин КПР и КТР

Такое сопоставление проведено на рис. 10.2, где представлена графическая интерпретация выражений (10.5'), (10.6'). Можно видеть, что в зависимости от числа пользователей, приходящихся в системах с интерактивной машинной графикой на одно рабочее место пользователя, возможны три случая в результатах сравнения прямого технико-экономического эффекта рассматриваемых типов САПР.

Случай 1: при 1<(mпольз/nрмп)<3, САПР с интерактивной машинной графикой обладает большим увеличением производительности и большим снижением трудозатрат, чем САПР без интерактивной графики.

Случай 2: при 3<(mпольз/nрмп)<7, САПР с интерактивной машинной графикой характеризуется большим увеличением производительности, но меньшим снижением трудозатрат на нормативную работу. Относительное ухудшение технико-экономической эффективности САПР с интерактивной машинной графикой объясняется в данном случае падением производительности непосредственно самих пользователей, которые могут оказаться в состоянии вынужденного ожидания своей очереди работы на интерактивных рабочих местах. Принято считать, что находясь в таком состоянии, пользователь САПР может только на 50 % загрузить себя производственной работой. Более высокая производительность САПР с интерактивной машинной графикой обеспечивается в данном случае меньшим, чем у САПР без интерактивной графики, снижением числа исполнителей работ.

Случай 3: при (mпольз/nрмп)>7, САПР с интерактивной машинной графикой уступает системам, не имеющим такого средства автоматизации проектирования, по всем рассматриваемым, показателям технико-экономической эффективности. Однако следует иметь в виду, что данный вывод относится только к прямой технико-экономической эффективности САПР и не затрагивает косвенного эффекта, определяемого выражением (8.3).

Уравнение косвенного технико-экономического эффекта САПР. Представленные ниже методические материалы по оценке косвенного эффекта САПР основаны на статистических данных работы и данных, полученных автором в процессе опытной эксплуатации одной из отечественных САПР ЛА. Они позволяют привести к виду расчетной методики зависимость (10.3), характеризующую косвенный технико-экономический эффект от внедрения САПР.

Рассмотрим этот эффект применительно к расчётному этапу частного процесса проектирования элемента k-го уровня детализации ТС. На последующем j-м этапе проектирования среднегодовое снижение дополнительных трудозатрат, входящее в зависимость (10.3), может быть представлено следующим образом

(10.8)

где (ТР¹СР)j - средняя величина дополнительных трудозатрат на j-м этапе проектирования, приходящаяся на один случай корректировки исходных данных, ранее переданных с р-го этапа; (wисх)р - соответствующая исходным условиям автоматизации вероятность ошибочных данных в результатах, передаваемых с р-го этапа проектирования; (Kw)p= (wисх)р /(wСАПР)р - снижение вероятности ошибочных данных в результатах проектирования на р-м этапе, обусловленное внедрением САПР; Bj - комплексный параметр, зависящий от положения j-го этапа относительно автоматизируемого этапа в общей структуре процесса проектирования.

Использование системно организационного макро-описания процесса проектирования позволяет выразить параметр Bj , следующим образом:

если j-й этап соответствует проектированию элемента (k-1)-го уровня детализации ТС, то

(10.9)

если j-й этап соответствует проектированию элемента (k+1)-го уровня детализации ТС, то

(10.10)

где A_K., LK+1 ,lK^K - показатели процесса проектирования, принятые в системно-организационном макро-описании; ПРСАПР - производительность САПР, принятая в методике технико-экономической оценки САПР.

По аналогии с зависимостями (10.5)...(10.7) данные выражения могут быть названы уравнениями косвенного технико-экономического эффекта САПР.

Отметим, что зависимость (10.3) и конкретизирующая ее зависимость (10.8), так же как и зависимость (10.2), выражает условную величину технике экономического эффекта САПР. Это связано с рассмотрением исходных условий автоматизации при той же производительности проектных работ, что и в случае использования САПР.

Можно выделить три фактора, влияющие на вероятность ошибочных данных в передаваемой проектной информации, и соответствующие им компоненты этой вероятности:

неправильное использование общесистемных средств (т. е. Системного программного обеспечения, АБД, АБЗ, методического обеспечения, организационного обеспечения), обусловленное, в частности, недостатками в разработке этих средств,-- вероятность wОСС;

отсутствие необходимого контроля за развитием ППП и недостаточная верификация ППП--вероятность wППП;

собственные ошибки пользователей, вносимые в исходные данные при работе с ППП,--вероятность wпольз .

Данные факторы и соответственно величины отдельных компонентов общей вероятности ошибочных данных в разной степени зависят от характера проектных работ и от уровня их автоматизации Величины wОСС и wпольз имеют наибольшие значения для группы работ «В» (см таблицу 10.5) и уменьшаются с повышением уровня автоматизации проектирования. Причем для wОСС это уменьшение происходит более интенсивно чем для wпольз Еще более сильное влияние оказывает уровень автоматизации на величину wпольз которая в то же время мало зависит от того к какой группе по своему характеру относится автоматизируемая проектная работа.

В табл. 10.6 даны ориентировочные величины основных показателей, входящих в зависимость (10.8). Приведенные значения основаны на обработке различных данных по использованию САПР ЛА и учитывают отмеченный выше характер влияния САПР различного типа на отдельные компоненты общей вероятности ошибочных данных Значение средней величины дополнительных трудозатрат, указанное для группы работ «А», соответствует случаю, когда j-й этап входит в процесс проектирования элемента (k-1) уровня детализации ТС, а значение, указанное для группы работ «В»,--элемента (k+1) уровня детализации. Такое сочетание можно считать наиболее типичным для проведения технико-экономической оценки САПР.

Приведенные выше методические материалы позволяют рассмотреть вопрос о качественном сравнении двух типов САПР (обладающих и не обладающих средствами интерактивной машинной графики) в отношении косвенного технико-экономического эффекта, который проявляется при их использовании н практике. Возможные варианты результатов такого сравнения отражены на рис. 10.2, где показано, что результаты сравнения разных типов САПР, полученные в части прямого технико-экономического эффекта, могут быть дополнены еще двумя случаями:

Случай 3а: САПР с интерактивной машинной графикой имеет преимущества по величине среднегодового снижения труда затрат на j этапе проектирования перед системой, не обладаю щей такими возможностями.

Случай 3б: САПР с интерактивной машинной графикой уступает по рассматриваемому показателю системе, не обладающей такой возможностью.

Уравнения планирования процесса создания САПР. Представленные ниже зависимости основаны на анализе статистических данных о процессах создания девяти (в том числе двух отечественных) САПР, предназначенных для автоматизации процесса проектирования различных типов ЛА.

Таблица 10.6

	Работы группы «А» руппы <А»	Работы группы «В»
Показатели	САПР без интерактивной графики	САПР с интерактивной графикой	САПР без интерактивной графики	САПР с интерактивной графикой
wИСХ	0,3 3	0,5 5
(Kw)p	3,0	55,0	2,0	5,0
(ТР1СР)j	4,0 чел ... нед	12,0 чел ... нед л нед

Общая схем, анализа статистических данных соответствует представлению об основных направлениях и условиях выполнения работ по САПР (см. табл. 10.1). Согласно принятой схеме, трудозатраты (или трудоемкость) создания САПР рассматриваются как

(10.11)

где ТР_ППП - трудозатраты на создание библиотеки ППП, входящей в проблемное программное обеспечение САПР; ТРТО - трудозатраты на создание технического обеспечения САПР; ТРОСС - трудозатраты на создание общесистемных средств (системное программное обеспечение, АБД, АБЗ, методическое, организационное и информационное обеспечение).

Применительно к типовым случаям создания САПР (см, табл. 10.2) доминирующими составляющими в величине ТРСОЗД являются ТРППП и ТРОСС. Создание технического обеспечения реализуется в практике автоматизации проектирования в основном за счет использования уже готового оборудования. Поэтому в отношении создания технического обеспечения интерес представляют не столько сами трудозатраты, сколько дополнительные показатели, характеризующие, например, степень риска в обеспечении требуемых сроков приобретения необходимого оборудования, его установки, а если это необходимо, то и доработки. В связи с этим будем далее рассматривать трудозатраты создания технического обеспечения совместно с трудозатратами создания общесистемных средств, именуя их в целом трудозатратами системной реализации САПР (ТРСИСТ). Тогда выражение (10.11) примет вид:

(10.11')

Следует подчеркнуть, что вопрос о трудозатратах создания ППП не является аналогичным вопросу о трудоемкости создания программного обеспечения. Пакеты прикладных программ аккумулируют в себе не только программное обеспечение, но и методы проектирования (расчетные схемы и структуры, методики и алгоритмы, логические зависимости и расчетные формулы). Многие из этих методов рассчитаны на использование ЭВМ, в связи с чем их разработка является составной частью общего процесса автоматизации проектирования. Создание ППП--не простое программирование. Анализ процессов разработки комплексных программ весового расчета показывает, что проведение дополнительной верификации и доработки уже имеющихся расчетных алгоритмов увеличивает трудоемкость создания программ на 10...15 %. При необходимости же пол ной разработки новых расчетных алгоритмов трудоемкость создания подобных программ может возрастать в 5...6 раз.

Исходя из формулы трудоемкости разработки программного обеспечения «встроенного» типа (т.е. того типа, который наиболее соответствует характеру ППП), можно рассматривать следующий вид зависимости трудозатрат создания ППП:

(10.12)

где N_ППП - число операторов программного обеспечения в составе ППП; k1 - коэффициент трудозатрат на программирование; k2 - коэффициент трудозатрат на разработку нового прикладного математического обеспечения;

аППП - относительная величина нового прикладного математического обеспечения в его общем объеме.

Анализ имеющихся данных по созданию библиотек ППП и отдельных проектирующих подсистем САПР, представленный на рис. 10.3, подтверждает в целом приемлемость формулы (10.12) и позволяет принять k2=2,0 при размерности ТРППП «чел. - лет.». Указанные значения k1 и k2 соответствуют разработке программного обеспечения при проведении программирования в условиях быстрой пакетной обработки информации или в режиме диалога с ЭВМ. Это типичные условия работы программистов. Варианты условий создания ППП соответствуют принятым в табл. 10.1.

Рис. 10.3. Трудоемкость создания пакетов Рис. 10.4. Трудоемкость системной реали-

прикладных программ зации САПР

Вопрос о трудозатратах системной реализации САПР не имеет каких-либо аналогов, уже рассмотренных в литературе. Очевидно, что величина этих трудозатрат зависит от масштабности автоматизируемого процесса проектирования и условий создания САПР. Косвенной характеристикой первого из этих факторов является размерность проблемного программного обеспечения, которая для достаточно масштабных разработок может быть количественно охарактеризована величиной NППП .

Анализ имеющихся данных о трудозатратах системной реализации САПР в зависимости от величины NППП показан на рис. 10.4. Представленные здесь статистические данные соответствуют созданию САПР путем внедрения уже имеющихся ПМЬ (вариант II условий создания ОСС по табл. 10.1) или путем полной разработки необходимых ПМК, (вариант I условий создания САПР по табл. 10.1). Использование уже существующих ПМК в пять раз снижает трудозатраты системной реализации САПР. А в целом для этих трудозатрат сохраняется тот ж< вид зависимости от NППП , что и для трудозатрат создания библиотеки ППП. Поэтому примем

(10.13)

где k₃ - коэффициент трудозатрат на разработку не тиражируемых обеспечении (организационное, информационное) и ввод в действие САПР; k4 - коэффициент трудозатрат на создание тиражируемых обеспечении САПР (системное программное обеспечение, АБД, АБЗ, методическое обеспечение), аОСС - относительная величина новых общественных средств.

При использовании для ТРСИСТ размерности «чел. - лет.» статистические коэффициенты имеют значения k3 = 0,32 и k4 = 1,28 .

По данным работы [4] предельная погрешность зависимости типа (10.12) при ее использовании для оценки трудоемкости разработки программного обеспечения может составлять более 300 %. И две трети величины этой погрешности обусловлены встречающимся на практике различием квалификационного уровня и опыта специалистов, выполняющих данную работу. Согласно экспериментальным данным [30] трудоемкость выполнения одних и тех же связанных с разработкой программ работ для слабых программистов в 15 ..20 раз выше, чем для сильных программистов.

Однако вряд ли следует ожидать сильного влияния данного фактора на оценку трудозатрат создания САПР Индивидуальные различия исполнителей, играющие заметную роль при оценке трудоемкости сравнительно небольших работ, связанных с программированием, стираются при переходе к оценке трудозатрат выполнения такой масштабной работы, как создание САПР в целом. Создание САПР требует участия в этой работе большого коллектива исполнителей, а в нем всегда имеет место разброс квалификационного уровня и опыта специалистов. Даже при самом тщательном подборе этого коллектива практически невозможно создать его из специалистов, обладающих одновременно глубокими знаниями и опытом прикладника, аналитика и программиста.

В целом можно считать, что предельная погрешность зависимостей (10.12), (10.13) при их использовании в оценке трудозатрат создания САПР не превышает 100 %. Величина этой погрешности отражает различие условий выполнения тех или иных работ по САПР. К числу таких условий относится методологическая обеспеченность или наличие инструментария для выполнения конкретных работ, а также обеспеченность работ вычислительными ресурсами и доступность для разработчиков САПР необходимых им вычислительных средств. Имеющая место на практике вариация доступности вычислительных средств может на 15 % изменить трудоемкость программирования как в большую, так и в меньшую сторону [4], а вариация методологической обеспеченности и наличия инструментария может обуславливать 40 % -е изменение трудоемкости программирования относительно некоторого номинала.

Гораздо более сильным может быть влияние этих факторов в системной реализации САПР. Создание (т. е. разработка, отладка, верификация и описание) программно-методических компонентов, разрабатываемых в процессе системной реализации САПР, тем или иным образом связано с использованием рабочих мест пользователей в составе интерфейсного оборудования будущей системы. Поэтому доступность необходимых вычислительных средств может быть оценена числом разработчиков, приходящихся на одно автоматизированное рабочее место пользователей САПР в период создания этой системы (mРАЗР/nРМП). Отсутствие достаточного числа таких рабочих мест создает определенные неудобства для разработчиков и, как следствие, увеличивает трудозатраты системной реализации САПР. Очевидно значение рассматриваемого фактора повышается по мере перехода от простого освоения уже имеющихся общесистемных средств САПР к активному их созданию. Статистические точки, соответствующие именно такому варианту условий создания ОСС, представлены на рис. 10.4 с указанием величины (mРАЗР/nРМП). Используя эти данные для проведения еще одного шага иллиминированного регрессионного анализа, зависимость (10.13) можно привести к виду

(10.13')

Учет рассматриваемого фактора позволяет снизить погрешность расчетного определения ТР_СИСТ до 30 %.

Переходя к оценке продолжительности создания САПР, уточним понимание этого показателя в данной работе. Создание САПР как организационно-технической системы, обеспечивающей выполнение в автоматизированном режиме по крайней мере отдельного этапа проектирования,--это комплексный и широкомасштабный процесс, вовлекающий в работу многие десятки исполнителей. Непременным условием реализации этого процесса является его контролируемость и управляемость со стороны руководства и служб, ответственных за проведение программы автоматизации.

Принято считать, что при создании автоматизированной системы, основанной на обработке информации в ЭВМ, продолжительность создания системы определяется в первую очередь трудоемкостью выполняемых работ [4]. Не отрицая влияния трудоемкости программирования на сроки создания программного обеспечения, отметим, что данный факт нельзя распространять на создание САПР в целом. Это связано со следующими обстоятельствами.

Рис. 10.5. Анализ факторов, определяющих продолжительность создания САПР.

Во-первых, помимо разработки программного обеспечения в процесс создания САПР входит целый ряд других работ, сроки выполнения которых связаны с чисто временным фактором. Так ввод в действие технического обеспечения связан с выполнением плановых поставок оборудования и графиком проведения строительно-монтажных и пуско-наладочных работ. Принятие окончательных решений по вариантам методического и информационного обеспечении также требуют определенного времени, необходимого для опытной апробации и согласования отдельных компонентов этих обеспечении. В свою очередь темпы подготовки технического и методического обеспечении определяют темпы разработки программного обеспечения и т. д.

Во-вторых, объективным фактором, лимитирующим сроки создания САПР, является физическое и моральное старение вычислительной техники. Существует определенная периодичность (примерно 10 лет) обновления вычислительной базы, используемой в САПР. И сроки создания должны быть определенным образом согласованы с этой периодичностью, чтобы обеспечить достаточный для получения практической отдачи от использования САПР период эксплуатации системы. Несоблюдение этого положения может превратить создание САПР в процесс постоянных переделок и доработок.

В-третьих, создание САПР не является самоцелью. И реализация этого процесса всегда проходит в условиях объективной потребности использования САПР. Эта потребность диктует свои требования к срокам создания и ввода САПР в эксплуатацию. Несоблюдение этих требований может приводить к снижению актуальности работ по созданию САПР и, как следствие, к их прекращению.

Изложенные обстоятельства позволяют понять и объяснить результаты анализа, показанные на рис. 10.5. Там представлены данные по примерам создания ряда отечественных и зарубежных САПР ЛА с указанием продолжительности и величины трудозатрат этих работ. Все рассмотренные системы создавались на базе исходного уровня автоматизации проектирования, характеризующегося наличием базового пакета прикладных программ или, по крайней мере, проблемного математического обеспечения, необходимого для разработки ППП. Поэтому указанные трудозатраты не включают в себя трудоемкость разработки ППП. Можно считать, что такой случай создания САПР (случай 3 табл. 10.2) является характерным вариантом для начального этапа автоматизации проектирования.

Из рис. 10.5 видно, что вне зависимости от величины трудозатрат ввод САПР в эксплуатацию происходит примерно через четыре года после начала работ. В проведенном анализе не рассматривались неудачные попытки создания САПР. Очевидно, что в большинстве случаев четырехлетний срок не позволяет удовлетворить все требования и использовать все возможности, которые существуют в создании САПР. С этим связана существующая как в отечественной, так и в зарубежной практике двух ступенчатость автоматизации проектирования, предусматривающая создание САПР первой и второй очереди. Судя по данным (см. рис. 10.5), развитие уже созданных САПР занимает в среднем пять лет.

Отсутствие корреляции между величиной трудозатрат и продолжительностью создания САПР можно рассматривать как существование определенной зависимости между числом разработчиков САПР и трудоемкостью создания системы

(10.14)

Величина ТР_СОЗД определяется здесь приведенными выше формулами, а ТСОЗД выступает в качестве определенной константы. Разумеется, зависимость вида (10.14) справедлива в определенном диапазоне величин ТСОЗД и ТРСОЗД. Из нее не следует, что бесконечно большое число разработчиков способны мгновенно создать САПР.

Таблица 10.7

Случай создания САПР	ТРппп	ТРСИСТ	ТСОЗД
1	Формула (10.12) k1=0, k2=0, аППП=1	Формула (10.13') k=0, аОCC=1	4...5 лет
2	»	»	»
3	Формула (10.12) k1=0, k2=0, аППП=0	»	»
4	»	»	»
5	ТРппп = 0	Формула (10.13') k3=0, аОCC=0	»

Результаты проведенного анализа обобщены в табл. 10.7, где указан способ оценки основных показателей планирования процесса создания САПР. Рассмотренные случаи создания САПР соответствуют табл. 10.2, а составляющие трудозатрат-- формуле (10. 11').

Контрольные вопросы

Критерии технико-экономической оценки. Факторы повышения качества проектирования.

Уравнения прямого и косвенного технико-экономического эффекта.

Уравнение планирования процесса создания САПР.

ТЕМА IV. АВТОМАТИЗИРОВАННОЕ ФОРМИРОВАНИЕ ОБЛИКА ПАССАЖИРСКОГО САМОЛЕТА В САПР

Лекция №11. Тема: постановка задачи проектирования. Описание алгоритма формирования облика самолета

План лекции:

13. Применение математического моделирования в рамках САПР.

14. Постановка задачи проектирования.

15. Описание алгоритма формирования облика самолета.

В качестве иллюстрации применения методов математического программирования в проектировании рассмотрим задачу автоматизированного формирования облика пассажирского самолета на этапе разработки технических предложений. Этот этап играет особую роль в общем процессе проектирования самолета. Занимая промежуточное положение между этапами разработки ТЗ и эскизного проектирования, он в значительной мере определяет правильность выбора как целей проектирования, так и путей их достижения. Известно, что на этом этапе принимается более 70 % решений по проекту и от качества этих решений в огромной мере зависит возможность последующей реализации проекта самолета с желаемыми характеристиками в заданные сроки при ограничениях на финансирование программы создания нового самолета.

Применение математического моделирования в рамках САПР позволяет существенно поднять уровень проектных исследований на этом этапе и повысить тем самым качество принимаемых решений. Проектировщик получает возможность оценивать перспективность тех или иных проектных концепций. Особо важное значение при этом имеет возможность осуществления многопараметрической оптимизации, позволяющей отыскивать наилучшее сочетание проектных параметров. При этом задачу оптимизации проектных параметров самолета, как правило, удается свести к однокритериальной, что существенно упрощает ее решение. В качестве критериев обычно используются обобщенные показатели, характеризующие технико-экономическое совершенство самолета. К числу таких показателей относятся: взлетная масса самолета т0, прямые эксплуатационные расходы (ПЭР), себестоимость тонно-километра, приведенная себестоимость, топливная эффективность и некоторые другие. Критерий "топливная эффективность" в настоящее время является одним из важнейших. Выбор того или иного показателя в качестве единственного критерия определяется конкретной постановкой задачи.

В настоящее время достигнуты определенные успехи в автоматизации проектирования на этапе разработки технических предложений. Созданы и функционируют ряд подсистем САПР, реализующих процесс разработки аванпроекта. Основные черты и особенности автоматизированного формирования облика самолета рассмотрим на примере учебно-исследовательской САПР МАИ.

ПОСТАНОВКА ЗАДАЧИ ПРОЕКТИРОВАНИЯ

Состав и структура технического предложения определяют перечень задач, которые необходимо решать на этом этапе проектирования от ТЗ. Назовем важнейшие из них:

1. Предварительное формирование облика самолета, удовлетворяющего ТЗ на проект, включающее в себя:

определение основных проектных параметров;

компоновку и центровку в рамках выбранной схемы.

2. Оптимизация проектных параметров самолета по выбранному критерию с учетом ограничений, налагаемых на проект уровнем требуемых ТЗ летно-технических характеристик, Нормами летной годности самолетов и другими директивными документами. Исследование окрестностей оптимума (квазиоптимальных решений).

3. Исследование изменения технико-экономических характеристик проектируемого самолета при применении технических решений на основе современных достижений авиационной науки, в частности:

усовершенствований в области аэродинамики и двигателей самолетов;

прогресса в области авиационных материалов;

использования новых концепций схемного проектирования и т.д.

4. Проведение расчетов летно-технических и технико-экономических характеристик самолета с выбранными параметрами.

Отметим, что в терминах методологии оптимального проектирования первая задача представляет собой задачу формирования допустимой области существования проекта и нахождения в ней допустимого проекта, описываемого параметрами начального приближения. Вторая задача -- собственно задача оптимального проектирования. Третья задача -- это задача параметрического анализа, направленная на исследование чувствительности проекта к изменению проектных альтернатив (вариантов схемных решений), проектных параметров и проектных ограничений.

Уточненные расчеты характеристик самолета с выбранными параметрами содержание четвертой задачи, целью которой является документирование результатов проектирования.

Ясно, что для того чтобы проводить анализ, необходимо сформулировать проектную альтернативу (синтезировать гипотезу). Отбор (селекция) плодотворных гипотез осуществляется на основе многократного повторения анализа для различных вариантов проектных альтернатив. Упорядоченный процесс поиска наилучшей в определенном смысле проектной альтернативы осуществляется методами оптимизации.

Помимо перечисленных выше задач, которые можно отнести к классу задач "проектирования от ТЗ", в практике ОКБ весьма часто встречаются задачи "проектирования от прототипа". Эти задачи связаны с проектированием различных вариантов модификаций самолета на базе имеющегося прототипа (базового самолета). В таких задачах в отличие от предыдущих значительная часть схемных решений и параметров в процессе проектирования остается неизменной (фиксированной).

Так, например, может возникнуть задача разработки модификации самолета с новыми, более совершенными двигателями (меньший удельный расход, большая статическая тяга, меньшие размеры и т.д.). При этом требуется определить минимально необходимую доработку прототипа, связанную с изменением массы составляющих, его перекомпоновкой, а также определить технико-экономические характеристики самолета.

Могут также возникнуть задачи доработки проекта, связанные с заменой материалов (например на композиционные) в некоторых агрегатах самолета; применением нового профиля и конфигурации крыла или нового типа механизации на нем; применением системы активного управления аэродинамическими силами для снижения ветровых и маневренных нагрузок, снижения запасов устойчивости благодаря использованию автоматических систем управления; заменой оборудования и т.д.

Отдельную группу задач составляют задачи разработки различных модификаций самолета (семейства) для различных вариантов его применения (различные варианты загрузки, различные дальности полета, различные условия базирования) с максимальным использованием агрегатов, систем, отсеков прототипа (принцип модульности в проектировании) .

Совершенно очевидно, что конкретные алгоритмы решения перечисленных задач, даже в рамках одного класса, а тем более задач разных классов, могут иметь существенное различие. Это различие объясняется тем, что в каждой задаче существуют свои исходные данные, искомые параметры, ограничения и критерии. Различны степень и источники информационной обеспеченности задач. Однако, несмотря на разнообразие алгоритмов, в них можно выделить систему инвариантов (модулей), которые будут использоваться для решения различных задач. Эти модули должны составлять основу обобщенной модели самолета, обеспечивающей под управлением мониторной системы реализацию произвольных стратегий проектирования. Структурная схема модели представлена на рис. 11.1. В основе модели лежат различные методы весового, аэродинамического, прочностного расчетов и расчетов устойчивости и управляемости, силовой установки и эффективности самолета. На рассматриваемом этапе проектирования информация о создаваемом самолете в основном ограничена знаниями его потребных характеристик, сведениями, почерпнутыми из прошлого опыта проектирования самолетов аналогичного назначения, и некоторыми данными научных исследований по новым техническим решениям. Это предопределяет применение в модели полу эмпирических методов расчета самолета, базирующихся на упрощенных теоретических формулах и аппроксимациях, отражающих важнейшие параметрические связи. В ряде случаев в эти формулы вводятся поправочные коэффициенты, получаемые на основе обработки статистического и экспериментального материала.

Схема потоков информации при формировании облика самолета представлена на рис. 11.2.

Дадим обобщенную постановку задачи формирования облика самолета, включающую первые три задачи из класса задач "проектирования от ТЗ". Она формулируется следующим образом. Найти вектор параметров, характеризующих форму, структуру и размеры самолета, который бы удовлетворял требованиям, предъявляемым к проектируемому самолету, и обеспечивал достижение минимума (максимума) целевой функции.

Рис. 11.1. Структурная схема модели «самолет»

В такой постановке она представляет собой задачу нелинейного математического программирования, т.е. задачу (11.9).

Раскроем содержание понятий "параметры" и "ограничения" применительно к пассажирскому самолету.

Вектор искомых параметров Х = (х1, х2, ..., хn) представляет собой набор независимых переменных, которые однозначно определяют все остальные параметры и характеристики самолета, а также значение целевой функции. Число параметров, с достаточной степенью подробности характеризующих структуру, архитектуру и размеры самолета (его облик). Даже на этапе разработки технических предложений достаточно велико. Облик прежде всего характеризуется схемными признаками. Эти признаки определяют способ балансировки самолета (нормальная схема, "утка", "бесхвостка" или их комбинации), схему крыла (моноплан, низкоплан ...), схему силовой установки (тип двигателей, воздухозаборников и их размещение на самолете) и т.д. Схемные признаки дискретны. При автоматизированном проектировании их можно закодировать определенными числами, выступающими в роли констант для одного варианта расчета. Основными схемными признаками являются:

схема расположения крыла (низкоплан, высокоплан, среднеплан);

схема механизации крыла (тип механизации по передней и задней кромкам, наличие интерцепторов);

схема оперения (нормальное, Т-образное, крестообразное);

схема силовой установки (тип и расположение двигателей на самолете, тип воздухозаборников);

схема шасси (схема уборки, число основных стоек, число колес на передней и основной стойках, число тормозных колес);

тип управления самолетом (ручное, бустерное, злектродистанционное);

особенности конструкции (тип панелей, способ герметизации топливных баков, степень использования композиционных материалов в конструкции самолета);

схема фюзеляжа (узко-, широкофюзеляжный, число палуб).

В рамках заданной схемы форма и размеры самолета и его частей характеризуются следующими параметрами. Это прежде всего размерные параметры: площадь крыла S и стартовая тяга двигателей Р0. В практике проектирования иногда удобно пользоваться производными этих параметров: удельной нагрузкой на крыло р0 = m0 g/S и стартовой тяговооруженностью Р0 = Р0/т0 g. Здесь т0 -- проектное значение взлетной массы самолета. Эти и обобщенные параметры, характеризующие аэродинамическое совершенство схемы самолета (сya, сxa, К) и эффективность его силовой установки (сР, тт}, однозначно определяют летные характеристики самолета. Названные аэродинамические и энергетические параметры являются функциями геометрических параметров планера и газодинамических параметров двигателя, а также параметров, характеризующих взаимное расположение агрегатов самолета. Основные из них приведены ниже.

Параметр Обозначение

Площадь крыла, м² SКР

Удлинение крыла КР

Стреловидность крыла, градус КР

Сужение крыла сКР

Площадь горизонтального оперения (ГО), м² КР

Удлинение ГО КР

Площадь вертикального оперения (ВО), м² SВО

Удлинение ВО ВО

Удлинение фюзеляжа Ф

Диаметр фюзеляжа, м DФ

Плечо горизонтального и вертикального оперения, м LГО, LВО

Статическая тяга двигателей, даН Р0

Степень двухконтурности двигателей m*

Степень сжатия компрессора К

Степень сжатия вентилятора В

Температура газов перед турбиной, К ТЗ,

Угол установки крьша, градус

Геометрическая крутка крыла, градус КР

Относительная толщина ГО

Сужение ГО ГО

Стреловидность ВО, градус ВО

Относительная площадь вертикального оперения

Относительная площадь горизонтального оперения

Относительный размах закрылков lзакр/lкр

Относительные координаты двигателей по размаху крыла

Варьируя эти параметры, а также схемные решения, проектировщик достигает целей проектирования. Разумеется, указанные параметры и схемные признаки не позволяют получить полное представление о проекте. Можно назвать целый ряд дополнительных параметров, от выбора которых зависит совершенство самолета. Например, для крыла такими параметрами являются параметры, характеризующие форму и размеры наплывов и законцовок крыла, законы деформации его срединной поверхности, крутку и т.д.

Увеличение числа искомых параметров в процессе поиска оптимального облика самолета вследствие учета их взаимовлияния может привести к улучшению характеристик проекта. Однако это связано с усложнением вычислительного алгоритма и трудностями его реализации на ЭВМ. К тому же в настоящее время мы не располагаем достаточно точными и надежными алгоритмами, описывающими все многообразие связей между параметрами и характеристиками самолета, особенно на ранних этапах его разработки. В этих условиях задачу приходится решать поэтапно, оставляя принятие решении по целому ряду параметров на более поздние этапы разработки либо принимая их априори на основании прошлого опыта. По мере развития представлений о таких связях, а также совершенствования ЭВМ и вычислительных методов анализа и оптимизации многопараметрических моделей число искомых параметров постоянно увеличивается.

Рассмотрим теперь основные факторы, которые формируют область существования проекта, т.е. выступают в качестве ограничений при выборе проектных параметров, либо однозначно их определяют. Прежде всего это ограничения, диктуемые условиями физической реализуемости самолета. Эти условия являются обязательными для любого самолета, независимо от его назначения. Связи между параметрами и характеристиками самолета, определяемые условиями физической реализации, называют уравнениями существования [27].

Следующая группа ограничений вытекает из необходимости выполнять при проектировании самолета ряд требований директивного характера, диктуемых, например, Нормами летной годности. Нормами прочности и т.д. Они одинаковы для всех самолетов определенного назначения.

И, наконец, заключительную группу ограничений, определяющих выбор проектных параметров, формируют требования ТЗ к характеристикам проектируемого самолета, специфичные для каждого самолета. ТЗ регламентирует, например, массу коммерческой нагрузки для расчетных дальностей полета, диапазоны скоростей и высот полета, требования к аэродромам базирования и т.д. Эти ограничения целесообразно задавать в виде неравенств. Ниже представлены важнейшие характеристики самолета, задаваемые ТЗ.

Характеристика Обозначение

Число пассажиров, чел. NПАС

Шаг кресел, мм tКР

Максимальная коммерческая нагрузка, кг mК.Н

Расчетная дальность полета, км LР

Максимальная дальность полета, мм Lmax

Потребная посадочная дистанция при максимальной посадочной

массе, м LПОС

Потребная длина ВПП при максимальной взлетной массе в

расчетных условиях (Т= 30° С, р = 730 мм рт.ст.), м LВПП

Крейсерская скорость полета или М*КР, км/ч VКР

Скорость захода на посадку с максимальной посадочной

массой, км/ч VЗ.П

Чисто членов экипажа и бортпроводников, чел. NЭК

Ресурс до списания планера самолета, основных самолетных агрегатов, элементов несъемного оборудования, ч (число посадок) ТР(N)

Срок службы, лет ТС

Числовые значения, характеризующие схему самолета, а также величины его потребных характеристик являются исходными данными для проектирования. Однако перечисленных данных обычно недостаточно, чтобы однозначно определить параметры самолета и рассчитать его технико-экономические характеристики. Некоторые дополнительные исходные данные представлены ниже.

Дополнительные исходные данные Обозначение

Эксплуатационно-экономические данные

Цена топлива, руб./л сТ

Коэффициент загрузки

Годовое время использования ч/год ТГ

Срок амортизации, лет Та

Остаточная стоимость, % ТОСТ

Число самолетов в серии, шт. NC

Отношение числа пассажиров в салонах 1-го класса к общему

числу пассажиров N¹пас/Nпас

Прочие данные

Максимальный скоростной напор, даПа qmax

Масса постоянного бортового оборудования, кг:

радиотехнического mР.О

пилотажно-навигационного mП.Н

контрольно-испытательного mК.И

Относительная мощность ВСУ Nвсу/NДВ

Решения о численных значениях приведенных данных должны быть приняты к моменту начала проектирования.

К числу дополнительных исходных данных можно также отнести характеристики двигателя (если самолет проектируется под готовый двигатель) и некоторые другие.

ОПИСАНИЕ АЛГОРИТМА ФОРМИРОВАНИЯ ОБЛИКА САМОЛЕТА

В САПР описанную выше задачу можно реализовать на основе алгоритма, схема которого представлена на рис. 11.3. Операции, выполняемые проектировщиком, на схеме обозначены окружностью, а машинные операции - прямоугольником.

Входными данными алгоритма являются прежде всего числовые величины, определяющие значения летно-технических характеристик самолета, диктуемые ТЗ на проект. Вторая группа входных данных формируется из назначаемых проектировщиком схемных решений. На основе анализа требований к самолету, опыта разработки самолетов аналогичного назначения, изучения результатов научных исследований по перспективным направлениям авиастроения, личных творческих способностей проектировщик намечает ряд признаков, характеризующих схему самолета.

Каждому признаку в алгоритме соответствует определенное число -- "ключ". Числовые значения входных данных выступают в качестве констант модели для одного варианта расчета. Их ввод осуществляется пользователем с пульта алфавитно-цифрового дисплея.

На основе входных данных, а также информации, хранящейся в банке данных, вычисляют или задают:

параметры стандартной атмосферы на расчетных высотах полета и расчетное число М полета;

параметры аэродромов взлета и посадки (LВПП, ВВПП, РЭКВ, ГР, ...);

избыточное давление в пассажирском салоне;

прогнозируемые значения аэродинамических характеристик самолета (сУотр, сУз.п, ККР, КВЗЛ, сХо, ...);

коэффициенты, характеризующие изменение тяги двигателя по скорости и высоте, а также некоторые другие статистические коэффициенты, необходимые для определения проектных параметров начального приближения;

начальные значения искомых параметров (S, РO, , , c, , т*, ТЗ, ...).

Определение основных параметров начинают с нахождения параметров "завязки" проекта -- удельной нагрузки на крыло ро и стартовой тяговооруженности самолета Р0 . Предусмотрена также возможность задания ро проектировщиком.



Рис. 11.3. Схема алгоритма формирования облика самолета

Далее определяют составляющие уравнения баланса масс. Для этого вначале проводят расчеты, связанные с определением массы, геометрических параметров и рабочих характеристик силовой установки. Если самолет проектируют под заданный двигатель, его характеристики могут быть непосредственно введены пользователем. Затем последовательно определяют массу топлива, массу крыла, оперения, фюзеляжа, шасси, оборудования, снаряжения и управления. В алгоритме предусмотрена возможность задания пользователем массы готовых изделий, входящих в комплектацию проектируемого самолета. Уравнение баланса масс записывают в следующем виде:

,

где mк н -- масса коммерческой нагрузки; - сумма относительных масс конструкции, топлива, силовой установки, оборудования, снаряжения, управления; m0 -- взлетная масса самолета; А -- результат решения.

Уравнение (11.1) считается решенным, если A = 1 ± 0,001. Решение его осуществляется итерационным способом.

Полученное значение взлетной массы позволяет определить размеры самолета и перейти к реализации итерационных циклов, связанных с соблюдением условия равенства потребной и располагаемой тяги. Для этого уточняют геометрические параметры самолета, соответствующие определенному значению взлетной массы, расчетным значениям нагрузки на крыло и стартовой тяговооруженности. Затем рассчитывают аэродинамические характеристики самолета. Эти расчеты позволяют при замене статистических данных по аэродинамике на расчетные повторить циклы расчетов по определению основных параметров самолета, начиная с определения удельной нагрузки на крыло. Число итераций зависит от того, насколько правильно были выбраны аэродинамические характеристики самолета на этапе формирования начальной информации. В рассматриваемом алгоритме условием выхода из итерации является удовлетворение неравенству

,

где т0i -- значение взлетной массы самолета, определенное на i-ом шаге итерации.

Следующий цикл расчетов связан с коррекцией параметров самолета исходя из основных требований компоновки и центровки. Здесь решается. задача определения рационального взаимного расположения крыла, фюзеляжа, оперения и шасси, а также размещения грузов в самолете. С целью упрощения формализации процесса компоновки самолет расчленен на три компоновочные группы: группу крыла, группу шасси и группу фюзеляжа. Последняя принята в качестве базовой. Задача компоновки сводится к определению местоположения начала координат компоновочных групп, предварительно сформированных в соответствии с директивами по схеме самолета, относительно начала координат базовой группы. Цель достигается путем решения системы уравнений компоновки, отражающих следующие условия и ограничения:

условие продольной статической устойчивости на крейсерском режиме;

условие балансировки самолета на взлетно-посадочных режимах;

условие подъема переднего колеса шасси на скорости 0,95 VОТР при взлете;

условие несваливания на хвост пустого снаряженного самолета при стоянке на земле;

условие незадевания ВПП хвостовой частью фюзеляжа при отрыве или посадке;

условие незадевания ВПП концом крыла при посадке с максимально допустимым креном;

условие неопрокидывания на крыло при рулежке по земле с заданным радиусом разворота;

условие незадевания ВПП носом фюзеляжа при резком торможении;

условие незадевания ВПП гондолами двигателей (при их размещении под крылом);

условие минимального разбега центровок в летном диапазоне;

конструктивные ограничения на базу и колею шасси.

Расчеты, связанные с определением характеристик устойчивости и управляемости самолета, дают возможность осуществить коррекцию таких конструктивных параметров самолета, как угол поперечного V крыла, угол установки двигателей, угол установки стабилизатора, балансировочные углы отклонения поверхностей управления и т.д. В случае необходимости после этого уточняют аэродинамические и весовые характеристики самолета и затем согласовывают его параметры.

Для того чтобы убедиться, что фактические (расчетные) летно-технические характеристики самолета полностью удовлетворяют ТЗ на проект, а его экономические показатели являются приемлемыми, необходимо провести поверочные расчеты по определению летно-технических характеристик самолета и его экономических данных по общепринятым методикам. Оценивая результаты этих расчетов, проектант в случае необходимости изменяет "входы", прежде всего связанные с задаваемыми проектными альтернативами, добиваясь соответствия расчетных характеристик требуемым либо их корректировки по согласованию с заказчиком.

...