Теоретические и экспериментальные исследования влияния теплообмена на аэродинамические характеристики крыла

• Автор: Ву Тхань Чунг
• Шифр специальности: 05.07.01
• Научная степень: Кандидатская
• Год защиты: 2012
• Место защиты: Москва
• Количество страниц: 104 с. : ил.

ОГЛАВЛЕНИЕ
ВВЕДЕНИЕ
ГЛАВА I ТЕОРЕТИЧЕСКИЕ ОСНОВЫ ВЛИЯНИЯ ТЕПЛООБМЕНА НА АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ ПЛОСКИХ И

ПРОСТРАНСТВЕННЫХ ТЕЛ ПРИ ДОЗВУКОВЫХ СКОРОСТЯХ

§ IЛ. Изменение силы сопротивления при слабом теплообмене

§ 1.2. Изменение подъемной силы при слабом теплообмене

ВЫВОДЫ К ГЛАВЕ

ГЛАВА II РАСЧЕТНЫЕ ИССЛЕДОВАНИЯ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК ПРОФИЛЯ И МОДЕЛИ КРЫЛА ПРИ

РАСПРЕДЕЛЕННОМ ТЕПЛООБМЕНЕ

§11 Л. Исследование влияния температуры поверхности на сопротивление

и подъемную силу плоской пластины

§ П.2. Исследование возможных способов организации теплообмена на профиле крыла П
a) Коэффициенты сопротивления и подъемной силы при нагревании или охлаждении всей поверхности профиля
b) Коэффициенты сопротивления и подъемной силы при нагреве или охлаждении одной поверхности профиля
c) Исследование поляры профиля П
б) Аэродинамическое качество профиля при различных законах
организации теплообмена
е) Аэродинамическое качество профиля с одной адиабатической
поверхностью
1) Продольная статическая устойчивость
g) Влияние числа Рейнольдса
§ II.3. Расчетные исследования обтекания профиля крыла ПАСА23-021 при малой дозвуковой скорости полета

§ П.4. Расчетные исследования обтекания модели прямоугольного крыла

ВЫВОДЫ К ГЛАВЕ II
ГЛАВА III ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫЕ ИССЛЕДОВАНИЯ ОБТЕКАНИЯ МОДЕЛИ ПРЯМОУГОЛЬНОГО КРЫЛА С ПОДОГРЕВОМ
ПОВЕРХНОСТИ
§ IIIЛ. Описание эксперимента
§ Ш.2. Анализ экспериментальных результатов
§ III.3. Сравнение результатов расчетных и экспериментальных
исследований
ВЫВОДЫ К ГЛАВЕ III
ЗАКЛЮЧЕНИЕ
СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

ВВЕДЕНИЕ
Увеличение крейсерского аэродинамического качества дозвуковых пассажирских самолетов является одной из актуальных задач современной аэродинамики. Учитывая перспективу на 10-15 лет, создаваемые магистральные пассажирские самолеты должны иметь топливную эффективность на уровне 14-15 г/км-чел. Достижение этой высокой цели является сложной наукоемкой задачей, успешное решение которой возможно только в результате глубоких теоретических, расчетных и экспериментальных исследований.
Совершенствование аэродинамики пассажирских самолетов идет сейчас по двум основным направлениям. Первое направление заключается в том, чтобы для заданной компоновки без использования активных методов управления обтеканием, чисто геометрическими методами, в рамках-заданных ограничений, выбрать те проценты аэродинамического качества, которые остались до теоретического предела при турбулентном характере обтекания. Это направление себя еще не исчерпало, но оставшиеся процентьг качества даются с всё большими усилиями.
Второе направление улучшения аэродинамики дозвуковых пассажирских самолетов связано с использованием активных, энергетических средств управления обтеканием. Подобные методы принципиально позволяют преодолеть теоретический барьер, стоящий на пути увеличения аэродинамического качества без их применения.
Одна из старейших задач этого направления - затягивание ламинарнотурбулентного перехода (ЛТП) с помощью отсоса пограничного слоя или определенным образом организованного локального нагрева (охлаждения) поверхности. Этому направлению посвящено большое количество работ, как в России, так и за рубежом [1—18]. Экспериментально доказано, что с помощью отсоса пограничного слоя и затягивания ЛТП можно достичь уменьшения сопротивления до 25% от полного сопротивления самолета [18].

теплоизолированной другой. Видно, что при теплоизолированной нижней поверхности аэродинамическое качество увеличивается по мере увеличения степени охлаждения верхней поверхности пластинки. При температуре верхней поверхности Г=150°К (охлаждение примерно на -143°) аэродинамическое качество пластинки составляет К =0 ,15.
При увеличении температуры нижней поверхности (и теплоизолированной верхней) аэродинамическое качество пластинки также монотонно возрастает. Однако, увеличение температуры нижней поверхности в меньшей степени увеличивает аэродинамическое качество пластинки, так же как и ее подъемную силу.
Была проведена серия расчетов при охлажденной верхней поверхности и подогретой нижней. Причем, температуры охлаждения верхней поверхности и нагрева нижней поддерживались одинаковыми по абсолютной величине. Результаты этих расчетов, приведенные на рис.
2.1.8, показывают, что аэродинамическое качество пластинки почти линейно возрастает при увеличении разности температур между поверхностями.