Методика и программы расчета аэродинамических характеристик самолета и выбора его основных параметров

• Автор: Николаев, Денис Валерьевич
• Шифр специальности: 05.07.01
• Научная степень: Кандидатская
• Год защиты: 2005
• Место защиты: Жуковский
• Количество страниц: 116 с. : ил. + Прил.: (с.117-243с.: ил.)

Введение. Постановка задачи.
Проектирование самолёта - сложная комплексная инженерная задача, которая в полной мере может быть решена только в специализированных Опытных конструкторских бюро (ОКБ) авиационной промышленности. Задача ЦАГИ - разработка (формирование) аэродинамической компоновки нового самолёта и рекомендация её ОКБ в качестве базы для проектирования. Для того чтобы выбрать аэродинамическую схему самолёта нового поколения, необходимо иметь не только научный и экспериментальный задел по аэродинамике самолетов и их элементов, но и представление о назначен этого самолёта, его допустимых или желательных основных размерах и взлётной массе (весе), потребных лётнО'Технических и манёвренных характеристиках (ЛТ и МХ), т.е. нужно знать Требования Заказчика или Техническое Задание (ТЗ) и располагать проспекгными характеристиками рекомендованного двигателя или безразмерными параметрами семейства (или семейств) двигателей. Кроме того, нужно представлять себе уровень технолог производства, вес и параметры бортового оборудования и функциональной нагрузки (технологические коэффициенты). Иными словами, на этапе формирования аэродинамической компоновки необходимо сопоставлять не только аэродинамические характеристики моделей, но и основные параметры самолётов, которые представляется возможным создать на их базе, и (главное) соответствие возможных ЛТ и МХ этих самолётов предварительным ТЗ.
Для непредвзятого сравнения самолётов нужна формализованная методика выбора их параметров, которая при наличии результатов исследований в аэродинамических трубах (АДТ) моделей ряда компоновок, знании безразмерных параметров двигателя и всего, изложенного выше, предоставит пользователю возможность создания «равнопрочного» набора компоновок, каждая из которых обеспечивает выполнение ТЗ и внутренне непротиворечива - т.е. размеры самолёта и его взлётная масса согласованы. Из этих компоновок можно производить отбор - нередко по критериям, возникшим вне аэродинамики.
По тем же причинам при отсутствии или дефиците экспериментальных материалов необходима и формализованная методика расчёта аэродинамических характеристик самолёта “по схеме в трёх проекциях” или метод пересчёта от прототипа, т.е. от аэродинамических характеристик достаточно близкой по геометр модели (если таковая имеется).
Основные режимы полёта самолёта (взлет, посадка, крейсерский полет, маневр на малых и средних высотах, полёт “по потолкам”) соответствуют так называемой линейной области аэродинамики, в которой справедливы следующие основные соотношения:
С,=Су“(а-ао) + Суф-ф, М2 = М2а-(а-оо) + М2ф-ф + М*),
С* — Схо — АгСу + Аг-Су2 или С* = С* тт Аг'(Су - С>(СХ пш,))
Это малые углы атаки и углы, соответствующие области максимального аэродинамического качества. Только манёвр с достаточно большими нормальными перегрузками на больших высотах и малых скоростях выводит самолёт из этой зоны. В этих случаях применяют поляру, которая на углах атаки, заметно превосходящих акмах, отходит от классической квадратичной параболы и согласуется с экспериментом.
Подобные методики должны правильно и точно отражать основные зависимости аэродинамических характеристик самолёта от его геометрии, содержать переход от модели к «натуре» и обладать высоким быстродействием.
Всё сказанное определяет необходимость исследований по разработке научно обоснованных “инженерных” методов расчёта аэродинамических характеристик и методов перехода от аэродинамической компоновки к самолёту заданного назначения, выполненного в этой компоновке, и подтверждает актуальность темы диссертации.
В первых двух главах (программа «Аэродинамика») предложена методика, реализованная в виде программы для персонального компьютера (ПК), которая позволяет на основе результатов предварительно выполненных параметрических расчётов по теории несущей поверхности и результатов систематических экспериментальных исследований, обобщённых в виде заданной системы Базовых расчетных сеток исходные данных (БаРС),

при э<1 подъемная сила носа фюзеляжа увеличена (нос “несет”)

при э>1 подъемная сила - уменьшена
Для учета взаимного влияния хвостовой части фюзеляжа и омываемых консолей ГО, установленного на ней, в расчеты введены «аэродинамическая площадь» горизонтального оперения, т.е. та условная (виртуальная площадь), которая может создать подъемную силу, равную подъемной силе ГО с учетом ее интерференции с хвостовой частью фюзеляжа и расположение фокуса этой площади относительно носка САХ базового крыла (Глава 1)
Задние кромки аэродинамической и омываемой площадей оперения приняты совпадающими (рис. 1.20 и 2.2.9).
После определения С" и ХРа каждого элемента как изолированной несущей
поверхности рассчитываются суммарные приращения подъемной силы всей компоновки и ее продольного момента относительно носка САХ базовой трапеции крыла с учетом взаимного влияния (интерференции), изменяющегося в зависимости от числа М полета. Положение аэродинамического фокуса компоновки на САХ базового крыла определяется как точка приложения приращения суммарной нормальной силы, действующей на компоновку при единичном увеличении угла атаки.
Расчетные формулы и пояснения приведены в Приложении 2 — программа МаЛсаё 2000.
Отношение аэродинамической площади к омываемой в зависимости от числа М выше было записано в виде (х - отношение расстояния между корневыми хордами омываемых консолей (ё) к размаху изолированного крыла, составленного из этих консолей (/*,))

х при М<1
£4 = 1 +
-г? • х при М>—1, где д: = фт 0 + *)
Тогда расстояние между носками САХов базового крыла и аэродинамической площади ГО в долях ^8крыда составит:
a(x,MaM,A,Tj,X,SOM)= УШ -1)-/(Я,т],х)■ ,fsZ. где /(Л,тьх)= '
-а(х,Ма,М,А,T],x,Sou)
Расстояние между фокусом компоновки (самолета) и фокусом аэродинамической площади ГО - аэродинамическое плечо ГО - рассчитывается по очевидной формуле: hL°(M) = ha3pJM)-x-f^(M)-Ba+x-fa3p^(M)-Baa3pJM)
Балансировочная эффективность горизонтального оперения (стабилизатора), которая по определению равна полной производной от mz по ср при Су = const, считается по
формуле An.M)
Сг=СопЛ
В результате получаем инвариант компоновки, который не зависит от центровки самолета