Проектирование и оптимизация крыловых профилей в дозвуковом потоке

• Автор: Аульченко, Сергей Михайлович
• Шифр специальности: 01.02.05
• Научная степень: Докторская
• Год защиты: 2000
• Место защиты: Новосибирск
• Количество страниц: 218 с. : ил

ОГЛАВЛЕНИЕ

ВВЕДЕНИЕ
ГЛАВА I. Метод решения задачи обтекания крылового профиля
§1. Введение
§2. Метод граничных элементов для решения стационарных задач
газовой динамики
§3. Адаптивные расчетные сетки. Введение
§4. Вариационный принцип построения расчетных сеток
§5. Декартова адаптивная сетка
§6. Криволинейная адаптивная сетка
§7. Иные вариационные принципы
§8. Способы учета вязкости
§9. Тестовые расчеты
Рисунки к ГЛАВЕ I
ГЛАВА П. Способы представления варьируемых границ для задач
аэродинамического проектирования
§1. Введение
§2. Параметрические полиномы четвертого порядка
§3. 11араметрические полиномы произвольного порядка
§4. Интерполяционные свойства параметрических полиномов
§5. Примеры представления геометрии границы
Рисунки к ГЛАВЕН
ГЛАВА III. Методы и стратегия решения задач оптимизации и
проектирования дозвуковых профилей
§1. Общая постановка задачи оптимизации
§2. Алгоритмы оптимизации
§3. Примеры построения оптимальных профилей при различных
геометрических ограничениях

Рисунки к ГЛАВЕ III
ГЛАВА IV. Оптимизация экспериментальных профилей
§ 1 Оптимизация профиля ИАСА
§2. Оптимизация профиля П - 2.9/
§3. Оптимизация профиля П- 2.3/
Рисунки к ГЛАВЕ IV
ГЛАВА V. Многоточечная оптимизация крыловых профилей
§1. Трехточечная ортимизация дозвукового профиля
§2. Проектирование профиля типа “летающее крыло”
Рисунки к Г ЛАВЕ V
ЗАКЛЮЧЕНИЕ
ЛИТЕРАТУРА
ПРИЛОЖЕНИЕ

ВВЕДЕНИЕ
С развитием авиационной техники значительное внимание уделяется совершенствованию летательных аппаратов. Одним из путей, предпринимаемых в этом направлении, является проектирование крыльевых профилей, обладающих требуемыми свойствами при заданных ограничениях. Это связано с тем, что обтекание центральных сечений крыльев дозвуковых самолетов, имеющих большое удлинение, близко к плоскому обтеканию аэродинамических профилей и, следовательно, является оправданным исследование и проектирование профилей с высокими аэродинамическими характеристиками в при этом предположении. Фундаментальные исследования в этой области, проведенные в ЦАГИ, сыграли важную роль в совершенствовании магистральной авиации. Там были спроектированы профили всех поколений -от классических до сверхкритических. В основе методологии проектирования лежит обширный экспериментальный материал, обобщение которого позволило сформулировать зависимости аэродинамических характеристик профилей от их геометрических характеристик. Основываясь на таких закономерностях как: поляры профилей различной максимальной относительной толщины стах и различной степени шероховатости, изменение коэффициента минимального сопротивления по максимальной относительной толщине, несущих и моментных характеристиках различных профилей в широком диапазоне углов атаки, изменение производной коэффициента подъемной силы по углу в зависимости от сптх, характеру изменения коэффициента максимальной подъемной силы по стт для разных чисел Рейнольдса, влиянию кривизны верхнего контура на уровень возмущений и зависимости от них интенсивности скачка уплотнения и т. д., были сформулированы и реализованы на практике принципы проектирования обычных и сверхкритических профилей. Они заключаются в следующем [31]: построение происходит на базе одного или нескольких однотипных профилей, изменяются координаты верхнего и нижнего контура пропорционально стах, изменяется симметричная часть профиля
оптимальному профилю. И уточнение этих характеристик, например, в эксперименте или при расчете обтекания каждого из профилей более точным методом не поменяет их соотношение с точки зрения оптимальности.
Для первой ит ерации течение предполагается несжимаемым, что означает решение системы (1.16) при ()к = 0. Это делает возможным вычисление скорости и локального числа Маха в точках а, Ь, с, с1, см. рис. 1.1, расположенных в серединах сторон каждой расчетной ячейки Л.У. области Г).
Эти точки задают два пересекающихся направления Л] и Л2 вдоль которых могут быть вычислены с помощью конечных разностей производные дм>/дЛ{ и дмУ<ЭЛ2. Если вычислять, что вполне естественно, скорость в точке к по формуле
то можно вычислить производные ам’/дз и дм>/дп из системы
дЛ, Ьа дз ' дп
дм’к _ м>а

(1.17)
так как направления касательного и нормального векторов х и п уже известны.
Решение(1.17) дает значение