автореферат диссертации по авиационной и ракетно-космической технике, 05.07.02, диссертация на тему:Метод определения основных геометрических параметров самолета на начальном этапе проектирования

МОСКОВСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ АВИАЦИОННЫЙ ИНСТИТУТ

(ТЕХНИЧЕСКИЙ УНИВЕРСИТЕТ)

Стрелец Дмитрий Юрьевич

МЕТОД ОПРЕДЕЛЕНИЯ ОСНОВНЫХ ГЕОМЕТРИЧЕСКИХ ПАРАМЕТРОВ САМОЛЕТА НА НАЧАЛЬНОМ ЭТАПЕ ПРОЕКТИРОВАНИЯ

Специальность 05.07.02 - "Проектирование и конструкция летательных

аппаратов"

Диссертация на соискание ученой степени кандидата технических наук Научный руководитель проф., д.т.н. О.С. Самойлович

На правах рукописи УДК 629.7.012

г. МОСКВА 1998 г.

СОДЕРЖАНИЕ

Условные обозначения, сокращения и индексы ....................................................... 4

Введение.......................................................................................................................... 8

1. Цель работы ............................................................................................................ 13

2. Постановка задачи ................................................................................................. 18

3. Общая характеристика работы ............................................................................. 20

4. Расчет составляющих коэффициента Освальда крыла простой формы в плане на этапе предварительного проектирования самолета .......................... 22

4.1 Определение коэффициента Освальда крыла простой формы в плане

при полной реализации подсасывающей силы екр/к=1 .................................... 22

4.2 Определение коэффициента Освальда крыла простой формы в плане

при нулевой подсасывающей силе екр/к=0 ......................................................... 33

4.3 Расчет степени реализации подсасывающей силы к........................................ 38

4.4 Влияние числа М на коэффициент Освальда крыла ........................................ 47

4.5 Влияние геометрических параметров крыла на индуктивное сопротивление самолета ....................................................................................... 49

4.6 Раскрытие свертки еХ............................................................................................ 52

4.7 Выводы .................................................................................................................... 54

5. Определение коэффициента Освальда крыла сложной формы в плане

на этапе предварительного проектирования самолета ..................................... 56

5.1 Расчет коэффициента Освальда крыла сложной формы в плане при полной реализации подсасывающей силы £кр/к=1 ............................................ 56

5.2 Определение коэффициента Освальда крыла сложной формы в плане

при нулевой подсасывающей силе екр/к=0 ......................................................... 62

5.3 Расчет степени реализации подсасывающей силы крыла сложной формы в плане к.................................................................................................... 62

5.4 Методика проведения численного эксперимента ............................................. 65

5.5 Выводы .................................................................................................................... 69

6. Коэффициент формы поперечного сечения фюзеляжа................................... 71

6.1 Методика определения коэффициента формы поперечного сечения фюзеляжа ................................................................................................................ 71

6.2 Выводы .................................................................................................................... 85

7. Апробация метода определения основных геометрических параметров самолета .................................................................................................................. 86

8. Определение основных геометрических параметров самолета первого приближения .......................................................................................................... 90

8.1 Определение коэффициента расчетных условий полета .................................. 90

8.2 Обработка статистических данных и расчет критериев совершенства самолетов-аналогов ............................................................................................... 91

8.3 Построение ОСС ................................................................................................... 91

8.4 Определение удельной взлетной нагрузки на крыло и

тяговооруженности ................................................................................................ 93

8.5 Выбор аэродинамической схемы самолета и определение основных геометрических параметров компоновки ........................................................... 93

8.6 Определение взлетной массы, массы пустого самолета, располагаемой массы топлива, площади крыла и площади омываемой поверхности самолета первого приближения ........................................................................... 98

8.7 Выводы .................................................................................................................. 100

Общие выводы и результаты работы....................................................................... 101

Литература................................................................................................................... 103

Материалы о внедрении ........................................................................................... 1.07

УСЛОВНЫЕ ОБОЗНАЧЕНИЯ, СОКРАЩЕНИЯ И ИНДЕКСЫ

Геометрические параметры:

Л - удлинение крыла по базовой площади;

г1 - сужение крыла;

Хо - стреловидность крыла по передней кромке;

2о.25 - стреловидность крыла по 1/4 хорд;

Хо.5 - стреловидность крыла по 1/2 хорд;

£ - базовая площадь крыла;

$ом - площадь омываемой потоком поверхности самолета;

Я} - "паразитные" площади крыла, занятые фюзеляжем,

мотогондолами и другими элементами;

I - размах крыла;

с - средняя относительная толщина крыла;

г - радиус носика профиля;

кпр - характеристика профиля;

Ь& - средняя аэродинамическая хорда крыла;

Ъ - ширина трапециевидного сечения фюзеляжа;

а - высота сечения фюзеляжа;

й?ф - диаметр фюзеляжа.

Параметры движения:

Ке - число Рейнольдса;

М - число Маха;

V - скорость полета;

Ь - дальность полета;

Н - высота полета;

§ - ускорение свободного падения;

лу - нормальная перегрузка;

q - скоростной напор;

г - безразмерная тяга;

а - угол атаки крыла;

со - угловая скорость;

р - плотность воздуха.

Аэродинамические коэффициенты и аэродинамические параметры:

У - подъемная сила;

X - сила лобового сопротивления;

Т - подсасывающая сила;

Ф - потенциал возмущенных скоростей крыла;

Г - циркуляция скорости;

Г0 - циркуляция скорости в бортовом сечении крыла;

К - аэродинамическое качество;

Уу - вертикальная скорость скоса потока за крылом;

В - фактор индуктивного сопротивления;

А - коэффициент отвала поляры;

СХо - коэффициент лобового сопротивления;

Су - коэффициент подъемной силы;

Сш - коэффициент индуктивного сопротивления;

СУт - коэффициент подъемной силы при котором Сх = СХтЫ ;

СТ - коэффициент подсасывающей силы;

е - угол скоса потока за крылом;

к - степень реализации подсасывающей силы;

Яцс - присоединенная масса;

ка - коэффициент интерференции;

к-1к - коэффициент присоединенной массы.

Параметры массы самолета:

щ - взлетная масса самолета;

щ - масса топлива;

тК - масса конструкции самолета.

Параметры силовой установки:

Ро - стартовая тяга двигателя;

П1 - степень двухконтурности двигателя;

т; - температура газа на входе в турбину;

Як - степень сжатия в компрессоре;

Ср - удельный расход топлива.

Удельные параметры и критерии, характеризующие совершенство самолета:

е - коэффициент Освальда самолета;

С7 - коэффициент приведенного лобового сопротивления;

С/о - коэффициент трения плоской пластины;

Ро - стартовая тяговооруженность;

р - удельная нагрузка на крыло;

Ро

— - свертка тяговооруженности и удельной нагрузки на крыло.

Ро

Нижние индексы

в - вихрь;

вх - вихревой;

вяз - вязкость;

исх - исходный;

закр - закрылка;

зк - задняя кромка;

зп - заход на посадку;

к - концевая;

кр - крыло; критический;

кр+ф - комбинация крыло-фюзеляж;

мн - нормальная составляющая вектора скорости набегающего

потока;

н - наплыв;

отр - отрыв;

пк - передняя кромка;

рас - расчетный;

св - сваливание;

ср - средний;

уст - установившийся;

ф - фюзеляж;

экв. - эквивалентный;

эф - эффективный;

к = 1 - при полной реализации подсасывающей силы;

к= О - при нулевой подсасывающей силе;

inin - минимум; минимальный;

3D - трехмерное обтекание;

со - бесконечность.

Верхние индексы

- безразмерный; * - экспериментальный;

пк - полетная конфигурация;

фик - фиктивный.

На этапе предварительного проектирования самолета осуществляется формирование его облика; выбор основных проектных параметров (ПП) самолета, обуславливающих наилучшие показатели качества при удовлетворении заданным ТТТ и ограничениям.

Процесс компоновки самолета характеризуется выбором определенного сочетания и взаимного расположения различных агрегатов самолета, в частности, выбором формы крыла в плане и положения его относительно фюзеляжа; типа и расположения ГО и ВО; типа, числа и компоновки двигателей и т.д. Определение "схемы" самолета позволяет качественно формализовать выбранную компоновку, причем параметры могут быть абсолютными и относительными. Использование при формировании облика самолета всего множества параметров (несколько сотен) представляет собой сложную и трудоемкую задачу, так как требуется многоуровневый анализ большого числа связей и соотношений, описывающих процесс функционирования самолета и являющихся многопараметрическими (типичная многокритериальная задача).

Поэтому в процессе формирования облика самолета больше, чем где-либо, присутствует воображение, интуиция и личный опыт конструктора. Это особенно характерно для стадии появления первого рисунка самолета (иначе, синтеза компоновочной схемы).

Синтез компоновочной схемы самолета- это увязка в сжатые сроки разноплановых противоречии, решение целого комплекса проблем, связанных прежде всего с неоднозначностью в выборе оптимального решения и противоречивостью требований, предъявляемых к проекту.

Именно этот этап наиболее трудно поддается формализации (примерами этому является разработка самолетов на конкурсной основе: УР-15- четыре проекта, АХ- два проекта, АС Г- два проекта.

Поэтому, задача формализации, хотя бы частично, процесса синтеза компоновочной схемы является весьма актуальной. Для этого необходимо определить оптимально необходимый набор ПП и попытаться свернуть их для представления в 2-х мерном пространстве.

Появление нового поколения самолетов связано, как правило, с применением новых технических решений, приводящих к появлению новых качеств самолетов, недостижимых на самолетах предыдущих поколений.

Естественно, что новые технические решения требуют новых моделей, а новые качества- новых способов анализа. Проектная ситуация к началу разработки нового самолета может быть совершенно различной в зависимости от вида разработки: либо это новая разработка, но проводимая в рамках существующих концепций, либо это принципиально новое поколение самолетов, построенное на новых концепциях.

Однако в любом случае существует система обобщенных проектных параметров (ОПП), являющихся инвариантными по отношению к самолетам различных типов и поколений.

Обобщенным проектным параметром будем называть формализованный параметр, определяющий некоторые относительные характеристики конструкции самолета.

Чаще всего ОПП- это удельные (относительные) проектные параметры, участвующие в анализе основных технических характеристик. Например, при расчете летно-технических характеристик (ЛТХ) самолета можно оперировать не абсолютными значениями взлетной массы и массы топлива, которые в зависимости от типа самолета изменяются в весьма широких пределах, а значениями удельной нагрузки на крыло и относительной массой топлива, которые более консервативны и уровень которых определяет не только значения ЛТХ, но некоторые принципы реализации компоновочной схемы самолета.

Большинство ОПП связаны между собой определенными соотношениями. Кроме того, они как правило, влияют на частные критерии эффективности, вследствие чего некоторые ОПП могут рассматриваться как критерии качества (совершенства) компоновки проектируемого самолета.

На этапе формирования облика самолета анализ ОПП является обязательной процедурой. В результате этого анализа должны быть выявлены как "сильные" (существенные), так и "слабые" (несущественные) ОПП, и сделан вывод о правильности применения тех или иных ОПП для оценки новых технических решений и технологий.

Существенные ОПП в дальнейшем должны рассматриваться как критерии технического уровня (критерии качества) компоновочной схемы разрабатываемого самолета.

Отметим, что проведение такого анализа требует достаточно высокой квалификации конструктора-проектировщика, поскольку адекватность выводов

может быть получена только при анализе самолетов одного тактического назначения и при одних и тех же критериях качества.

В то же время анализ изменения значений ОПП при переходе от одного поколения самолетов к другому позволяет конструктору-проектировщику спрогнозировать тенденцию их возможных изменений и понять, насколько проектируемый им самолет превосходит или уступает по значениям ОПП разрабатываемые в других фирмах самолеты аналогичного назначения.

Можно утверждать, что для режимов установившегося движения (а это

примерно 90% полетного цикла) нам достаточно знать значения 7-ми ПП: Я,

X, г], кпр, щ, Р(). Остальные параметры для этих режимов являются "несущественными" и ими на начальном этапе проектирования можно пренебречь.

Поскольку человек может работать и принимать решения с относительно небольшим числом независимых ПП, то естественным выходом из создавшегося положения является процедура свертывания независимых ПП до вида, позволяющего представить решение задачи формирования облика самолета в 2-х мерном пространстве. Эти пространства получили название областей существования самолета (ОСС).

Первые ОСС строились в координатах гщ\ Б (И.В. Остославский), что

означало предварительное задание некоторых (Л, г/, кпр, Р0) ПП прототипа (как правило рассматривалось несколько вариантов прототипов- опорных конфигураций).

Свертывание ПП позволило перейти в конце 60-х гг. к новой ОСС с координатами р0, Р0, которые в совокупности определяют ЛТХ и весовое совершенство самолета.

В результате такой свертки пространства ПП, конструктор может оперировать с тремя независимыми переменными 6*, щ, Ро, которых, для того чтобы сформировать облик самолета первого приближения, явно недостаточно.

Анализ ОПП, проведенный автором работы [35] показал, что практически все ЛТХ в установившемся движении самолета можно описать универсальной зависимостью

2±-к ту 1

р0 ~ рас Су жеЛ

где к - коэффициент расчетных условий полета;

г = РК - безразмерная тяга двигателей; — С

С г = - отношение реального полетного значения Су к СУтп ;

Сугп - коэффициент подъемной силы, при которой реализуется минимальное лобовое сопротивление самолета; еЛ- эффективное удлинение.

Это привело к предложению сформировать новую ОСС в координатах

—- = /(еЛ,), которая позволяет в 2-х мерном пространстве определить на Ро

начальном этапе проектирования необходимые геометрические параметры самолета и его аэродинамические коэффициенты для всех режимов установившегося движения. Виды вариантов ОСС приведены на рис. 1.

В методологии [35] используются понятия аналитических методов Миеле: характерная и безразмерная скорости, безразмерная тяга горизонтального полета. Эти понятия распространяются на все режимы установившегося движения самолета, что позволяет получить уравнение безразмерной поляры оптимальных режимов установившегося движения.

При помощи системы частных критериев и свертки тяговооруженности с

?о

удельной нагрузкой на крыло — безразмерная поляра пересчитывается на

Ро

размерную (т.е. имеющую конкретные значения аэродинамических коэффициентов) параболическую поляру проектируемого самолета.

В отличие от предыдущих методологий формирования облика самолета, базирующихся на прямом расчете аэродинамических и весовых характеристик нескольких альтернативных вариантов компоновочных схем самолета, данная методология позволяет конструктору определить предельные значения основных проектных параметров проектируемого самолета, при которых он существует, т.е. определить реальную область существования самолета в пространстве ОПП.

Варианты ОСС

Мсобхолп мо предварительно задать

X, х> Л > кПР , Р

X, г\, к

Коэффициент Освальда в

где ЛУ^- минимальные приемлемые значения частных критериев; и^- ограничения, заданные в ТТТ на ЛТХ

п р

Рис.1.

Рассмотрим как предельные ПП связаны с максимальным значением аэродинамического качества самолета. Для параболической поляры существует зависимость

1 1 \кеХ

" тах

2 у С\

Умножая подкоренное выражение на „ом , получим

"ом

_ \к Я еБом рг

Сх. ~ "у 4 м С/е (1Л)

£

где Л0М=Л—--удлинение по омываемой поверхности самолета,

"ом

определяет его несущие свойства, т.е. компоновочное и геометрическое совершенство схемы;

С/.

- отношение коэффициента Освальда к приведенному лобовому

сопротивлению, определяет аэродинамическое совершенство самолета.

Это те параметры, с которыми конструктор обычно работает на начальном этапе проектирования и использует при анализе и синтезе облика самолета.

Коэффициент Освальда е- это коэффициент, который учитывает на сколько ухудшаются несущие свойства самолета в результате нарушения эллиптичности распределения нагрузки по размаху крыла. Максимальное теоретическое значение коэффициента Освальда для монопланных схем равняется единице (1.1) и в этом случае самолет обладает минимальным индуктивным сопротивлением.

Понятие приведенного лобового сопротивления базируется на том, что у хорошо спроектированного самолета коэффициент вредного сопротивления Сх

определяется в основном сопротивлением трения