Метод проектирования аэродинамической компоновки сверхзвукового пассажирского самолета с учетом ограничений на звуковой удар

• Автор: Чо КюЧул
• Шифр специальности: 05.07.01
• Научная степень: Кандидатская
• Год защиты: 2009
• Место защиты: Москва
• Количество страниц: 109 с. : ил.

СОДЕРЖАНИЕ
ВВЕДЕНИЕ
ГЛАВА
МЕТОД РАСЧЕТА ЗВУКОВОГО УДАРА
1.1 Затухание возмущений в слоистой атмосфере
1.2 Алгоритм построения эпюры избыточного давления при звуковом ударе
Выводы главы
ГЛАВА
ФОРМИРОВАНИЕ ЭКВИВАЛЕНТНОГО ТЕЛА ВРАЩЕНИЯ
2.1 Метод вычисления распределения площади эквивалентного тела вращения
по интегральным соотношениям
2.2 Алгоритм вычисления интенсивности звукового удара
2.3 Определение ближнего поля через эквивалентное тело вращения
Выводы главы
ГЛАВА
АНАЛИЗ ЗВУКОВОГО УДАРА САМОЛЕТА ТУ
3.1 Компоновка самолета Ту-144 без силовой установки
3.1.1 Расчет без учета влияния вязкости
3.1.2 Расчет с учетом влияния вязкости
3.2 Компоновка самолета Ту-144 с силовой установкой
Выводы главы
ГЛАВА
ПРИМЕНЕНИЕ КОНЦЕПЦИИ СКОЛЬЗЯЩЕГО КРЫЛА ПРИ ПРОЕКТИРОВАНИИ СВЕРХЗВУКОВОГО САМОЛЕТА
4.1 Сравнение аэродинамических характеристик симметричного и скользящего
крыла

4.2 Сравнение интенсивности звукового удара компоновки со скользящим крылом
и компоновки самолета Ту
4.2.1 Сравнение аэродинамических характеристик
4.2.2 Сравнение интенсивности звукового удара
Выводы главы
ГЛАВА
ПРОЕКТИРОВАНИЕ СВЕРХЗВУКОВОГО САМОЛЕТА С МИНИМАЛЬНЫМ
ЗВУКОВЫМ УДАРОМ
5.1 Основные предпосылки для минимизации звукового удара
5.1.1 Определение оптимальной площади эквивалентного тела вращения
5.2 Минимизация интенсивности звукового удара
5.2.1 Проектирование компоновки с использованием линейной теории
5.2.2 Анализ оптимального решения полученного по линейной теории
5.2.3 Анализ возмущений в плоскости У, и оптимизация компоновки
5.2.4 Анализ избыточного давления оптимальный компоновки
5.2.5 Оптимизация компоновки с учетом силовой установки
и вертикального оперения
5.3 Сравнение интенсивности звукового удара и аэродинамического качества
оптимальной компоновки и самолета Ту
Выводы главы
ЗАКЛЮЧЕНИЕ
БИБЛИОГРАФИЧЕСКИЙ СПИСОК

ВВЕДЕНИЕ
Эра сверхзвуковых пассажирских самолетов I поколения (СПС-1) (Ту-144 в СССР и “Конкорд” Англия-Франция) началась в начале 70-х годов прошлого столетия и закончилась в начале этого века. При этом страны, лидирующие в области авиации, параллельно продолжали заниматься разработкой сверхзвукового пассажирского самолета второго поколения (СПС-2). При эксплуатации СПС-1 выявился ряд проблем (рис.1 [1]): более высокие стоимости эксплуатации (прямые эксплуатационные расходы, ПЭР) и затраты топлива на пассажира-километр по сравнению с дозвуковыми пассажирскими самолетами. Нагрев планера при сверхзвуковых скоростях полета требует высокой теплоустойчивости конструкции и топлива. Обострились и другие проблемы, которые ранее были второстепенными, а сейчас выдвигаются на первое место при разработке СПС-2. Это - экологические требования по сохранению озонового слоя, снижению эмиссии, шума и звукового удара на местности.
Экономика Высокая температура
а - расход топлива на пассажиро-километры ; б - эксплуатационная стоимость ( ПЭР )
Экология
Jet A, JP-7 - вид топлива ; г - максимальная температура поверхности самолета (*С)
Эмиссия (разрушение озонового слоя)
Шум в аэропортах
д - озоновые «дыры» ; е - слой озона
Звуковой удар на местности Рис. 1. Проблемы СПС-1 и СПС

результат, который был получен по разработанной методике, с использованием возмущенного давления в ближнем поле под телом (у = Ь/8). Видно, что влияние вязкости практически отсутствует. Этот пример показывает, что комбинированный линейно-нелинейный подход к определению возмущенного поля на значительном расстоянии от тела позволяет использовать конечно-разностные методы со сгущением сетки только вблизи тела. На рис. 2.6 показано влияние моделей турбулентного течения, структурированной и неструктурированной расчетной сетки при непосредственном определении возмущенного давления па расстояния под телом ry~L . Отличие между результатами для структурированной сетки
незначительные кроме к-є модели турбулентности (рис. 2.6, (а)). По сравнению с экспериментом расчетный максимальный пик давления больше, при этом отличие от экспериментальных данных к задней части увеличивается. При использовании тетраэдрической сетки все модели турбулентного течения дают почти одинаковый результат (на рис. 2.6, (б)). На рис. 2.6, (в) показано сравнение результатов полученных для различных сеток при одной и той же модели турбулентности SST. В носовой и задней части тела, где наблюдается резкое изменение давления, гексаэдрическая сетка дает лучший результат. На рис 2.7 показано распределение давления, определенное через ближнее поле (52(у = 1/8))
и теорию звукового удара, с увеличением расстояния под телом г = L х (2 -ь 8) по модели турбулентного течения SST для гексаэдрической сетки.