Введение к работе
Актуальность темы. Различные этапы аэродинамического проектн-оваиия летательного аппарата (ЛА) и его поверхностей связаны о ши-оким использованием теоретических и экспериментальных неелсдова-ий в аэрогидромеханике (механике жидкости и газа). Хотя экопери-енталыше последов алия и являются наиболее достоверными, но рост гонмости проведения эхспериыентов и сннжеіше стоимости выполнения ясчетов создают благоприятные условия для внедрения численных етодов как основного средства аэродинамического проектирования шолета. Теоретические методы позволяют проводить параметрические зеледозания - выявить влияние числа Рейнояьдса и геометрических граметров крыла на его аэродинамические характеристики.
Целью диссертации является разработка более точного и эффектного численного метода для аэродинамического проектирования чешт крыла в несжимаемой жидкости на основе усовершенствованной этематнческой модели и модифицированного математического метода :тешга уравнений аэрогидроиеханики.
Теоретическое значение и научная иозизна работы определяются [едующии:
Усовершенствован метод расчета обтекания профиля произволь-)й формы потенциальным потоком несжимаемой жидкости. Интег-шыгый уравнегаїя, к которьш сводятся граничные условия, решены подом Галеркина. Этот метод позволил сішзить на порядок число ал-бранческих уравнений по сравнению с методом механических квад-ітур. Кроме того, путем интегрирования по частям о использованием їращения пробных функций в ігуль на концах интервала определения (алось преобразовать интегральные уравнения (ядро и правую часть), к, что просто вычисляются шггегралы, повышается эффективность и чность вычислений.
Разработан метод построения формы профиля по распределению орости, мало отличающемуся от распределения скорости на известном юфиле, путем модификации последнего. С помощью полішомов Якоби есиечена нужная форма кромок профиля и замкнутость его контура, іггегро-діїфферснівіальное уравнение решено методом Б.Г. Галеркина.
Решена задача расчета аэродинамических характеристик профнш в несжимаемом потоке с учетом вязкости в приближении пограничногс слоя. Разработан метод коррекции дашгения, обеспечш»ающий заверше нне итерационного процесса расчета обтекатю профиля вязким пото ком. Уточнена математическая модель.
Решена задача расчета обтекания профиля в идеальной жидкосп о учетом влияния границ потока.
- Разработан метод численного моделирования обтекания крыш
конечного размаха в идеальной жидкости.
Методика исследовашш. Проведеіпіьіе исследования опираются ні следующие законы аэрогидромеханнки и математические методы:
Расчет потенциального обтекания профиля сводится к решении уравнения Лапласа. Суммарный потенциал течения ищется в виде потен циана плосхопараилельиого потока и потенциала вихревого слоя. Ин тенсивность особенностей определяется из интегральных уравнении, ко торые решаются методом Б.Г. Гадеркина.
Использование теории потенциала для решения обратной крае вой задачи аэродинамики (ОКЗА) сводится к решению ннтегро-диффе ренциального уравнения методом Б.Г. Галеркина. Закон восотановлеші давления в зоне торможения потока взят в виде функций, предложенньг Г.Ю. Степановым и Б.С. Стрэтфордом.
Учет влияния вязкости на характеристики профиля выполнен приближении пограничного слоя с использованием методов Л.Г. Лой цянехого и Г.К. Гарнера. Предложен метод коррекции давления в прс цесое вычислительной процедуры, обеспечивающий завершение итерс циогаюго процесса.
Расчет обтекания крыла конечного размаха потоком идеально несжимаемой жидкости сводится к решению уравнения Лапласса.
Обоснованность и достоверность полученных результатов обесш чены соблюдением в используемых математических моделях основны законов механики жидкости и газа с учетом общепринятых огранич< ний и допущегаш.
Достоверность результатов численных расчетов контролирование путем следующих сравнений:
Распределенные и суммарные характеристики профиля в поте* циальном потоке несжимаемой жидкости сравнены с данными точны решений, подученных методом конформных отображении. (Расхождеші результатов расчета от точных решений в пределах 1 * 2%).
Характеристики профиля, найденные с учетом вязкости, сравни гал с экспериментами ЦАГИ и NACA, а также с данными другій, авто-
оз. (Расчетные значеная азродіпіаїшчесхіїж характерггстгск я линейно» бласти Су (а) отличаются от экспериментальных в пределах 3^-5%, а в
акритичесхой области наблюдается значительные расхождения - до7: %).
- Результаты расчета обтекания крыла конечного размаха сравнены данными других авторов.
Практическая значимость. Работа выполнена в рашеах совместных ШР. производимых КІТУ им. А.Н. Туполева о им. АО АНТК А.Н. Ту-голева. Результаты этих исследований, галожетплс з научпо-техіпі-[еосих отчетах и справках, используются в научно-технических раз-іаботках АО АНТК им. А.Н. Туполева. На основании полученных ре-ультатов написаны два учебных пособия [ 11,14). Программа расчета ха-іактернстнх профиля используется студентами при дипломном проехтя-ювшши.
Апробация работы. Основные результатьі диссертационной работы (окладывались на семинарах кафедры аэродинамики КАИ (руководи-ель - профессор В.Г. Павлов), на Итоговых научных конферегапшх Ка-анского авиационного института, на научных семинарах СнбНИА руководитель - к.т.н. СТ. Кашафутдннов), на III Всесоюзной научно-ехгаїческой конференции по прикладной аэродинамике в Киеве, на Іаучяо-техничесхом совете МАИ (руководитель - академик Ю.А. Рыков), на семинаре в ЦАГИ (руководитель - д.т.и. Г.А. Павловен), на іаучтшх семіпіарах отдела краевых задач ННИММ Н.Г. Чеботарева руководитель - профессор Н.Б. Ильинский), кафедры аэромеханики и азовой дішамике МГУ (руководитель - В.Я. Шяадоз), кафедры азродп-іамикн ВВИА Н.Е. Жуковского (руководитель - профессор М.И. Ништ), :афедры 106 МАИ (руководіггель - профессор В.И. Шайдакоп).
Еїублихаиии. Но теме диссертации опубликованы работы [1-23], в гом числе, два учебных пособия [11,14].
Структура и объем диссертации. Диссертация состоит из введения, или глав, заключения, списка цитироваїгаой литературы из 237 нанме-ювагаш и приложений. Общий объем работы 309 страниц машнно-тсного текста. Нумерация формул и рисупков соответствует нумерации -лав диссертации.
