Аэродинамическое проектирование и оптимизация формы крыловых профилей при усложненных схемах течения

• Автор: Абзалилов, Дамир Фаридович
• Шифр специальности: 01.02.05
• Научная степень: Докторская
• Год защиты: 2008
• Место защиты: Казань
• Количество страниц: 225 с. : ил.

Оглавление
Используемые аббревиатуры и обозначения
Введение
I. Основные положения обратных краевых задач для
проницаемых крыловых профилей
§1 Расчет аэродинамических сил, действующих на проницаемые крыловые профили
§2 Обратная краевая задача для крылового профиля со щелевым отбором внешнего потока
§3 Обратная краевая задача для крылового профиля с вы-
дувом реактивной струи
II. Оптимальное построение проницаемых крыловых
профилей в диапазоне режимов обтекания
§4 Проектирование крылового профиля со щелевым отбором внешнего потока
§5 Проектирование крылового профиля с выдувом реактивной струи
III. Проектирование двухэлементных крыловых профилей
§6 Обратная краевая задача для двухэлементного крылового профиля
§7 Проектирование двухэлементного крылового профиля в

диапазоне углов атаки
IV. Проектирование устойчивых крыловых профилей
§8 Проектирование устойчивого изолированного крылового профиля
§9 Проектирование устойчивого крылового профиля вблизи экрана в диапазоне режимов обтекания
V. Оптимизация аэродинамических характеристик крыловых профилей путем отсоса пограничного слоя
§10 Численная оптимизация аэродинамических характеристик крылового профиля в диапазоне углов атаки
§11 Построение крылового профиля с участком отсоса пограничного слоя
VI. Модельные задачи максимизации коэффициента
подъемной силы контуров
§12 Нахождение максимальной подъемной силы контура с
источниками и стоками
§13 Нахождение максимальной подъемной силы контура с
выдувом реактивной струи
§14 Нахождение максимальной подъемной силы двухэлементного контура
§15 Нахождение максимальной подъемной силы контура
вблизи экрана
Литература
Используемые аббревиатуры и обозначения
ОКЗ — обратные краевые задачи,
ОКЗА — обратные краевые задачи аэрогидродинамики,
ПС — пограничный слой,
ЛПС — ламинарный пограничный слой,
ТПС — турбулентный пограничный слой,
ГЦРС — гидродинамически (или газодинамически),
целесообразное распределение скорости,
ИНЖ — идеальная несжимаемая жидкость,
z = х + гу — комплексная координата физической плоскости,
w = ір + іф — комплексный потенциал течения,
£ _ ге»т __ комплексная координата вспомогательной плоскости,
v — величина скорости в физической плоскости,
и — величина скорости в канонической плоскости,
Voo, “оо — скорости на бесконечности,
р — плотность жидкости или газа,
р — давление жидкости или газа,
рд = р + pv2/2 — полное давление,
Gz — область течения,
Ьг — контур профиля,
Gw, G( — образы области течения Gz в плоскостях №и(,
Lw, L( — образы контура профиля Lz в плоскостях w и ф
s — дуговая абсцисса контура профиля,
I — периметр контура профиля,
Ь — хорда профиля,

где 1.3. Вывод формулы для профиля с выдувом реактивной струи во внешний поток. Как было показано выше, формулы (1.1) и (1.3) применимы и для проницаемых профилей: профилей с отбором потока и профилей с выдувом в поток. Однако в случае выдува при этом должно выполняться условие существования комплексного потенциала во всей области течения. Если выдуваемая жидкость имеет плотность или полное давление, отличные от плотности или полного давления внешнего потока, то на линии раздела внешнего потока и струи будет иметь место разрыв касательной составляющей скорости, а это приведет к тому, что функция комплексно-сопряженной скорости будет кусочно-аналитической. Поэтому формулы (1.1) и (1.3) не будут верны.
В то же время формула (1.7) остается справедливой и при разных плотностях и полных давлениях струи и внешнего потока, т. к. она была получена, при общих допущениях, а упомянутые условия учитывались позднее,. На основании (1.7) получим формулу для аэродинамических сил, справедливую для тел с выдувом реактивной струи.
Пусть выдуваемая из профиля струя имеет плотность р и полное давление р-кь отличные от плотности р и полного давления р0 внешнего потока. Здесь и далее индексом ] обозначаются параметры струи. Поэтому на линиях схода потока РР' (£х, £2) и ВВ' (£3, £4) имеет место разрыв касательной составляющей скорости (фиг. 1.3). Точки В и Р делят контур Ь. профиля па две части: соприкасающуюся с внешним потоком Ьг и соприкасающуюся с выдуваемой струей Ьг3- Для простоты рассмотрим случай распределенного выдува, когда проницаемый участок расположен на Тг2 (случай щелевого выдува исследуется аналогично). Рассмотрим два объема жидкости, ограниченные замкнутыми контурами Ьг 1 и 1 и Вт и 14 и