Методика параметрического представления поверхностей в задачах аэродинамического проектирования

• Автор: Разов, Александр Анатольевич
• Шифр специальности: 05.07.01
• Научная степень: Кандидатская
• Год защиты: 2009
• Место защиты: Жуковский
• Количество страниц: 123 с. : ил.

СОДЕРЖАНИЕ

СОДЕРЖАНИЕ
ВВЕДЕНИЕ
Глава 1 ПОСТРОЕНИЕ МАТЕМАТИЧЕСКОЙ МОДЕЛИ ПОВЕРХНОСТИ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА И РАСЧЕТНОЙ СЕТКИ
1.1 Построение математической модели ЛА
1.1.1 Постановка задачи
1.1.2 Структура хранения данных о геометрии ЛА
1.1.3 Аналитическое представление контура профиля
1.1.4 Разработка программного обеспечения
1.2 Построение расчетной сетки
1.2.1 Построение двумерной расчетной сетки для профиля
1.2.2 Построение трехмерной расчетной сетки для крыла
Глава 2 МЕТОД ПРЯМОГО РАСЧЕТА В ЗАДАЧАХ
АЭРОДИНАМИЧЕСКОГО ПРОЕКТИРОВАНИЯ
2.1 Описание расчетного метода и примеры применения
2.1.1 Описание расчетного метода
2.1.2 Расчет обтекания кольцевой гондолы в вязком следе
2.1.3 Определение шарнирных моментов
2.2 Моделирование работы воздушного винта
2.2.1 Моделирование работы воздушного винта в свободном со

потоке
2.2.2 Расчет взаимодействия винта с отсеком крыла
2.3 Вычисление аэродинамических коэффициентов
2.3.1 Влияние качества расчетной сетки на точность определения аэродинамических коэффициентов
2.3.2 Разработка методики расчета индуктивного сопротивления крыла
2.3.3 Расчет индуктивного сопротивления эллиптического крыла

Глава 3 ПРИМЕРЫ АЭРОДИНАМИЧЕСКОГО
ПРОЕКТИРОВАНИЯ С ИСПОЛЬЗОВАНИЕМ ПАРАМЕТРИЧЕСКОГО ПРЕДСТАВЛЕНИЯ ПОВЕРХНОСТИ ЛА
3.1 Выбор рационального положения воздушного винта относительно корпуса дирижабля и рациональной формы корпуса дирижабля
3.1.1 Постановка задачи
3.1.2 Моделирование воздушного винта в условиях интерференции с компоновкой ЛА
3.1.3 Вариант дирижабля с винтом в кормовой части
3.1.4 Вариант дирижабля с винтом в носовой части
3.1.5 Влияние формы дирижабля на потребную мощность
3.1.6 Влияние удаленности винта от кормы дирижабля на потребную мощность
3.2 Определение рациональной аэродинамической компоновки БПЛА
3.2.1 Постановка задачи
3.2.2 Оценка аэродинамического качества с использованием инженерных методик
3.2.3 Проектирование рациональной аэродинамической поверхности БПЛА
3.2.4 Сравнение расчетных результатов с экспериментом
ВЫВОДЫ
ЛИТЕРАТУРА

ВВЕДЕНИЕ
Аэродинамическое проектирование является неотъемлемой частью проектирования летательного аппарата (ЛА) в целом. Оно включает в себя нахождение оптимальных геометрических обводов элементов компоновки ЛА, а также выбор схемы взаимного расположения этих элементов. Основной целью аэродинамического проектирования является получение требуемых аэродинамических характеристик (максимального аэродинамического качества, запаса статической устойчивости, эффективности органов управления и др.) на заданных режимах полета при соблюдении конструктивных ограничений.
Оптимальная аэродинамическая форма может определяться с использованием аналитических инструментов и испытаний в аэродинамических трубах. Аналитические инструменты, в основном, базируются на линейной теории, теории полного потенциала скорости с учетом эффектов пограничного слоя и на уравнениях Эйлера, реже на уравнениях Навье-Стокса. Чем менее точная аэродинамическая теория используется, тем больше требуется экспериментальных проверок и коррекций полученных результатов [1].
В настоящее время достижения в развитии методов вычислительной аэродинамики и непрерывное повышение быстродействия компьютеров позволили кардинально изменить процесс аэродинамического проектирования [2]. При помощи численных методов осуществляется поиск оптимальной формы компоновки. Последующий эксперимент в аэродинамических трубах служит, главным образом, для проверки достижения целей проектирования. С помощью численных методов можно просмотреть большое число вариантов компоновки, что позволяет существенно улучшить ее аэродинамические характеристики (например, увеличить аэродинамическое качество). Кроме того, значительно сокращается время проектирования и уменьшается объем дорогостоящих экспериментальных исследований [3].
Процедура проектирования содержит следующие основные составляющие: системы описания и модификации формы ЛА [4];

planer 4 ! read (1 ,) nagr Wing ! aggregate name Wing ! aggregate type 2 ! nsec 6.5 0. 1.-4. Ixyzb 0.0 9.3 0.4.75 1.2 ! xyzb 2 ! kfi 1. 0. ! z fi 4.75-2. ! z fi 3 ! kprof 1. 1. ! zprof scale TEST ! airfoil name 2.375 1. ! zprof scale TEST ! airfoil name 4.75 1. ! zprof scale TEST ! airfoil name 2 ! kdef L.Edge ! deflector name 1. 0.5 4.75 0.2 ! zleft xleft bleft znght xright bright Aileron ! deflector name 1. 1.5 4. 1.5 ! zleft xleft bleft zright xright bright 6 ! kx 2 2 ! kxdef -4 ! kz 1 2.5 4.4.5 4.75 !z
J ДІЇ ! DZ
H.Tail I aggregate name
Wing I aggregate type
2 I nsec
12. 0.1. -2. Ixyzb
0. 0
13.5 0.2.5.5 Ixyzb
0 I kfi
3 I kprof
1. 1 I zprof scale
TEST I airfoil name
1.25 1. ! zprof scale
TEST I airfoil name
1.5 1. I zprof scale
TEST I airfoil name
0 I kdef
4 I kx
3 I kz
V.Tail I aggregate name
Wing I aggregate type
3 I nsec
10.5 1.0 0.3. Ixyzb
12.7 3 0 1 7 і xvzh
13. 3.2 0. 1 Ixyzb
0 I kfi
3 I kprof
1. I. I zprof scale
TEST I airfoil name
2. 1. ! zprof scale
TEST I airfoil name
3.2 1 I zprof scale
TEST I airfoil name
1 I kdef
Rudder ! deflector name
1.2 1.9 3. 1.4 ! zleft xleft bleft zright xright bright
5 I kx
2 I kxdef
-2 Ikzl
1. 1.2 3. I zl
1 3 I nz
-1 I kz2
3.3.2 I z2
1 I nz?
Fusel 1 aggregate name
body I aggregate type
4 I nx
9 ! krad
0. 0.0.0. I Xc Yc Zc R
3. 0.0. 1. I Xc Yc Zc R
13.5 0. 0. 1 I Xc Yc Zc R
14. 0.0.6 I Xc Yc Zc R
15 I kfx
0. 1.2. 3.4 5.6.7.8.9 10.11.12.13.14. !x
Рисунок 1.4 - Пример файла исходных данных и
модель самолета, построенная на их основе