автореферат диссертации по авиационной и ракетно-космической технике, 05.07.01, диссертация на тему:Методика и программы расчета аэродинамических характеристик самолета и выбора его основных параметров

Центральный аэрогидродинами- Московский физико-технический институт чес кий институт имени (статус государственный университет),

профессора Н.Е. Жуковского. Факультет аэромеханики и летательной

техники.

УДК 629.735.33 На правах рукописи

Николаев Денис Валерьевич

Методика и программы расчета аэродинамических характеристик самолета и выбора его основных параметров.

Специальности 05.07.01 «Аэродинамика и процессы теплообмена летательных аппаратов».

Автореферат

на соискание ученой степени кандидата технических наук

Жуковский, 2005 г.

Работа выполнена в Центральном аэрогидродинамическом институте им. проф. Н.Е. Жуковского и кафедре «Механика полета» факультета аэромеханики и летательной техники Московского физико-технического института (государственного университета) Министерство высшего и среднего образования Российской Федерации.

Научный руководитель -

• доктор технических наук, профессор Иродов Роман Дмитриевич

Официальные оппоненты:

• доктор технических наук Свято дух Виктор Константинович (Центральный аэрогидродинамический институт им. Н.Е. Жуковского)

• кандидат технических наук Тарасов Алексей Захарович (ОАО «ОКБ Сухой», Москва.)

Ведущее предприятие - РСК «МИГ»

Защита состоится «_» 2006г. в_ч. на заседании Дис-

сертационного Совета Д 4(^.004.01 в Центральном Аэрогидродинамическом Институте им. проф. Н.Е. Жуковского, 140180, г.Жуковский, Московская область, ул.Жуковского, д.1.

С диссертацией можно ознакомиться в библиотеке Центрального аэрогидродинамического института.

Автореферат разослан « ¿0 »

Ученый секретарь диссер проф.

АЛ

2006 года

онного совета Д 403.004.01, д.т.н.,

В.М Чижов

>С) [ ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА РАБОТЫ

АКТУАЛЬНОСТЬ. Проектирование самолёта - сложная комплексная инженерная проблема, которая в полной мере может быть решена только в специализированных Опытных конструкторских бюро (ОКБ) авиационной промышленности. Задача ЦАГИ - разработка (формирование) аэродинамической компоновки нового самолёта и рекомендация её ОКБ в качестве базы для проектирования. Для выбора рекомендуемой компоновки необходимо сопоставление самолётов, выполненных в ряде возможных компоновок и, следовательно, нужна формализованная (непредвзятая) методика выбора основных параметров этих самолётов. Эта методика при наличии Технического Задания (ТЗ), результатов исследований в аэродинамических трубах (АДГ) моделей ряда аэродинамических схем и компоновок, знании параметров двигателя, ряда весовых соотношений, технологических параметров и, главное, массы функциональной нагрузки, которая определяется назначением самолёта, предоставит инженеру-аэродинамику возможность создания "равнопрочного" набора самолётов, каждый из которых обеспечивает выполнение ТЗ и "внутренне непротиворечив" - т.е. его размеры и взлётная масса в первом приближении согласованы. Таким образом, на этапе формирования аэродинамической компоновки необходимо сопоставлять не только аэродинамические характеристики моделей, но и основные параметры самолётов, которые представляется возможным создать на их базе, и, конечно, соответствие возможных ЛТ и МХ этих самолётов предварительным или предполагаемым ТЗ. Из рассмотренных компоновок уже можно производить отбор - нередко по критериям, возникшим вне аэродинамики.

По тем же причинам при отсутствии или дефиците экспериментальных материалов необходима формализованная методика расчёта аэродинамических характеристик самолёта "по схеме в трёх проекциях" или метод пересчёта от прототипа, т.е. от аэродинамических характеристик достаточно близкой по геометрии модели (если таковая имеется).

Всё сказанное определяет необходимость исследований по разработке научно обоснованных "инженерных" методов расчёта аэродинамических характеристик и методов перехода от аэродинамиче-

з

Р(К ■ I.

и КА

ИЬЧАЯ

ской компоновки к самолёту заданного назначения, выполненного в этой компоновке, и подтверждает актуальность темы диссертации.

ЦЕЛИ И ЗАДАЧИ РАБОТЫ - Создание и обоснование методов расчёта основных аэродинамических характеристик самолёта сложной аэродинамической схемы и выбора определяющих параметров манёвренного самолёта, выполненного в этой схеме; методов, обеспечивающих непредвзятое сравнение аэродинамических компоновок "по конечному результату", обоснованных теоретически и подтверждённых экспериментом.

НАУЧНАЯ НОВИЗНА основных положений работы, вынесенных на защиту.

Разработана оригинальная математическая модель, описывающая аэродинамические характеристики самолёта сложной компоновки (фюзеляж, крыло, ГО, ПГО, наплывы - все несущие элементы в достаточно широком диапазоне параметров подобия X,-11-М211/2= О -s- 12, X'tanxi/2 = 0 т 4). Предварительно определены в функциях от числа M несущие свойства и аэродинамические фокуса отдельных её элементов, в частности переднего и хвостового оперений, установленных на фюзеляже, с учётом интерференции, затем все аэродинамические характеристики компоновки при ср = 0, не зависящие от центровки - несущие свойства, аэродинамические фокуса, сопротивление и центр давления. Все характеристики продольных моментов и "балансировочные" аэродинамические характеристики определяются для любой заданной центровки после расчёта положения фокусов.

Разработана методика выбора определяющих параметров манёвренного самолёта, которая позволяет с помощью прямого расчёта "приоритетных" лётно-технических и манёвренных характеристик, высот и скоростей полёта - дальность, скороподъёмность, установившаяся нормальная перегрузка - построить линии равных значений этих параметров ТЗ на нескольких плоскостях, каждая из которых характеризует связь двух параметров самолёта из числа основных -например, на плоскости (G/S, P/G). Программа предоставляет пользователю таблицу, в которую сведены приоритетные ЛТ и MX, взлётно-посадочные характеристики и укрупнённые весовые сводки самолётов, соответствующих трём точкам пересечения трёх расчётных кри-

вых. Перебором параметров можно получить пересечение этих кривых практически в одной точке и, тем самым, завершить задачу.

ДОСТОВЕРНОСТЬ методик обеспечена линейной теорией в известных границах её применимости, положенной в их основу, и подтверждается сопоставлением полученных расчётных результатов с экспериментальными данными и результатами конструкторских проработок.

ПРАКТИЧЕСКОЕ ЗНАЧЕНИЕ предложенных программ подтверждается их применением (по мере создания) в повседневной деятельности НИО-2 ЦАГИ по определению перспектив развития манёвренных самолётов в нашей стране, по оценке возможных ЛТ и МХ серийных, опытных и разрабатываемых зарубежных самолётов и их модификаций.

ЛИЧНЫЙ ВКЛАД АВТОРА. Работа содержит две больших базовых программы для персонального компьютера "Аэродинамика" и "Выбор параметров", полностью подготовленных и отлаженных автором, и значительный ряд вспомогательных минипрограмм для "МАТНСАБ 2000", которые применялись для отработки и доводки аппроксимирующих и имитирующих зависимостей, а в работе использованы как иллюстративный материал и сборник рабочих формул. Базовые расчетные сетки основаны на исследованиях, проведённых с активным участием автора, по анализу и обобщению результатов экспериментов в аэродинамических трубах ЦАГИ, сопоставлению этих материалов с результатами расчётов по линейной теории.

СТРУКТУРА И ОБЪЁМ - введение, четыре главы, результаты и выводы, два приложения (результаты систематического эксперимента), список литературы, всего 160 страниц, из них 91 машинописного текста. Приведены описания программ и инструкции для пользователя.

КРАТКОЕ СОДЕРЖАНИЕ РАБОТЫ.

ВВЕДЕНИЕ. Постановка задачи. Для того, чтобы выбрать аэродинамическую схему самолёта нового поколения, необходимо иметь научный и экспериментальный задел по аэродинамике самолетов и их элементов в предполагаемой области режимов полёта, представление о назначении этого самолёта, о его допустимых или желательных основных размерах и взлётной массе (весе), потребных лёт-но-технических и манёвренных характеристиках (ЛГ и МХ). Иными словами, нужно знать требования Заказчика или техническое задание (ТЗ) и располагать проспектными характеристиками рекомендованного двигателя или безразмерными параметрами семейства (или семейств) двигателей, нужно представлять себе уровень технологии производства, массу и параметры бортового оборудования (технологические коэффициенты) и функциональной нагрузки, что предоставит возможность создания "равнопрочного" набора компоновок, каждая из которых обеспечивает выполнение ТЗ и внутренне непротиворечива Из этих компоновок по заданным критериям производят отбор. По тем же причинам при отсутствии или дефиците экспериментальных материалов необходима формализованная методика расчёта аэродинамических характеристик самолёта (модели) или метод пересчёта от прототипа, т.е. от аэродинамических характеристик достаточно близкой по геометрии тематической модели или известного самолёта.

Основные режимы полёта самолёта (взлет, посадка, крейсерский полет, маневр на малых и средних высотах, полёт "по потолкам") соответствуют так называемой линейной области аэродинамики, в которой справедливы следующие основные соотношения:

Су = СДа-ао) + С/ф, Мг = МДсх-ао) + М2фср + М^,

Сх = Схо - АгСу + Аг-Су . Это малые углы атаки и углы, соответствующие области максимального аэродинамического качества. Только манёвр с большими нормальными перегрузками на дозвуковых скоростях на средних и больших высотах может вывести самолёт из этой зоны. В этих случаях применяют поляру, которая на углах атаки, заметно превосходящих акмах, отходит от классической квадратичной параболы и согласуется с экспериментом.

На этом основании при выборе определяющих параметров самолета и для получения конечных расчётных формул обычно используют аэродинамические характеристики в области их линейного изменения и линейную теорию для их расчёта или пересчёта.

В работе для определения аэродинамических характеристик манёвренного самолёта предложена методика расчёта, основанная на линейной теории и обобщении результатов эксперимента, которая правильно и достаточно точно отражает основные зависимости аэродинамических характеристик самолёта от его геометрии и чисел М и Re, содержит переход от модели к самолёту и обладает высоким быстродействием.

Для формирования аэродинамической компоновки манёвренного самолёта заданного назначения предложена методика выбора его основных параметров, основанная на удовлетворении трёх противоречивых приоритетных требований из обгцего набора требований ТЗ:

- Крейсерская дальность полёта,

- Максимальная установившаяся нормальная перегрузка,

- Максимальная энергетическая скороподъёмность (или максимальная тангенциальная перегрузка)

при согласовании взлётной массы, объёма и аэродинамики

Методики реализованы в виде программ для персонального компьютера в среде визуального программирования "Delphi".

При создании алгоритмов расчёта использованы теоретические и экспериментальные ресурсы НИО-2 ЦАГИ.

В первой главе приведены алгоритмы программы расчета несущих свойств элементов самолета с учетом их интерференции с фюзеляжем.

Вторая и третья главы работы содержат две оригинальных программы - "Аэродинамика" и "Выбор параметров", в результате применения которых для заданной сложной аэродинамической компоновки рассчитываются аэродинамические характеристики, основные параметры, весовая сводка и лётно-технические и манёвренные характеристики самолёта, выполненного в этой компоновке и удовлетворяющего приоритетным пунктам ТЗ,

ПЕРВАЯ ГЛАВА. Расчет аэродинамических характеристик несущих элементов самолета.

Определение несущих свойств и положения аэродинамического фокуса для каждого несущего элемента компоновки проведено с помощью интерполяции по предварительно рассчитанным и заложенным в программе Базовым расчётным сеткам. Особенности изложения - (Приложение 2) в текст работы включены минипрограммы MATHCAD 2000" для IBM PC, которые содержат подробности и иллюстрируют методики расчёта, использованные в блоках основной программы, суммируют все рабочие формулы и примеры расчётов.

Базовые расчётные сетки (БаРС) - исходные данные для интерполяции - построены в результате систематизации итогов параметрических расчётов по теории несущей поверхности с применением известных параметров подобия линейной теории Суа/Х, Х- | 1 - М211/2, X-'tanx, ц, их сопоставления с результатами систематических экспериментальных исследований, обработанных в тех же параметрах, и коррекции результатов расчётов с помощью этого сопоставления. В области околозвуковых скоростей БаРС в основном соответствуют результатам эксперимента, а при малых дозвуковых и больших сверхзвуковых скоростях они практически совместились с результатами расчётов.

Для определения Су°7А, несущей поверхности использована "плоская" (двухпар аметрическая) БаРС, показанная на рис 1.

Для малых чисел М и достаточно больших удлинений сетка соответствует расчёту по известной формуле:

Л 2 + ^/(Л-л/1-М2У + {ЛЩХ)2

Влияние сужения (г|) моделируется поправочным коэффициентом с учетом того, что максимальными несущими свойствами при заданном удлинении обладает эллиптическое крыло (условное сужение 1.75).

Рнс1

С"

^У

2-я-

Положение аэродинамического фокуса Хра несущей поверхности существенно зависит от сужения, поэтому для его расчёта введена "трёхмерная" БаРС в перечисленных выше критериях подобия. Два параметрических набора плоских базовых расчетных сеток для шести значений параметра "к-Ътх показан на рис 2-3. Пространственные варианты плоских БаРС для четырёх значений сужения показан на рис 4. Видно, что во втором случае плоские сетки были бы неудобны для практического применения и интерполяции.

11 ГПТТТг

................" * 5 I

Рас 4

Базовые расчётные сетки позволяют с помощью интерполирования определить "среднестатистические" аэродинамические харак-

теристики основных несущих элементов правильно скомпонованного" самолёта или его модели.

вг^пиг^ диксчгагюдии'яицлмаиь

Рис 5

В качестве основных несущих элементов приняты - крыло, передний наплыв, ПГО, ГО и носовая часть фюзеляжа. (Обобщённая схема рассматриваемой компоновки и основные обозначения приведена на рис 5 и 6). Каждый элемент рассчитывается отдельно, как изолированная несущая поверхность или тело, Расчёт проводится с использованием интерполирующих полиномов

четвёртой - пятой степеней, все коэффициенты которых определены автором, приведены в работе и введены в программу.

Структурная схема расчета XРа

Заданы параметры (четыре параметра):

крыло Л; X1/ \ 7 > Ре*им полета М

/2

Параметры линейной теории - (три параметра): Л • Л/1 - М ; Л = Л • tg%

1/2 '

Первый полином:

ХРа (А-^|1-Л/2|;л:) = л4хц +Аъх* + А2х2 +А1х + А0; ¿К,

В точке X =1

сЬс

-=0

х=0; 0.25; 0.5; 1

А&Гю-О АИ)-5 А=1 Л=2

Результат расчета с помощью первого по- Результат работы второго полино-линома ма

„ т?—/ А ч А Зависимость X Р„ (Л) при х за-

Зависимость ЛРа(Л,X) для шести Л / г

данном

ВТОРАЯ ГЛАВА. Расчёт аэродинамических характеристик компоновки "в сборе" путём суммирования результатов первой главы с учётом взаимного влияния элементов.

Характер влияния принят на основании результатов многолетних систематических экспериментальных исследований НИО-2. Результат одной из последних серий подобных исследований приведен в Приложении 1, в котором показано это взаимное влияние по результатам параметрических испытаний тематической модели "Эльф" - схематической компоновки для анализа аэродинамических характеристик манёвренного сверхзвукового самолёта (рис 7).

«Мгл еще, ' е (Ьилтн* рисляхе*

ВмШв** гтмА м*еш £ -а.5

юмл/ ммн№

«•»*" «*? М" !

Ч Ц ¡Л!

! 4!й V гв ив >т

Рнс 7

Принято, что для современного манёвренного самолёта приращение коэффициента подъёмной силы определяется приращениями угла атаки (Да), угла отклонения стабилизатора (Д<р) и частными производными С," и Су*: АСу(а,ф) = Суа Аа + Суф-Л(р. Соответственно в рассмотрение введены два аэродинамических фокуса - фокус по углу атаки Хра - расстояние от носка средней аэродинамической хорды (САХ) крыла до точки приложения приращения подъёмной силы, обусловленной изменением угла атаки самолёта (а) при постоянном угле отклонения стабилизатора (<р) и фокус по углу отклонения

стабилизатора Xf<p - расстояние от носка САХ крыла до точки приложения приращения подъёмной силы, обусловленной изменением угла ф при постоянном а _

Расчет Су и XFa Су и Хр9 полной модели (самолета) проводится в предположении, что все несущие поверхности, расположенные перед крылом, при дозвуковых скоростях не создают дополнительной подъемной силы - их собственная подъемная сила через скосы потока снимается крылом. Дополнительную подъёмную

силу противоположного знака можно считать приложенной на крыле в области носка САХ, как это следует из обработки многочисленных экспериментов. В результате несущая поверхность, расположенная перед крылом, в линейной области при дозвуковых скоростях (М=0) увеличивает сопротивление самолёта и создаёт пару с моментом, равным произведению подъемной силы этой поверхности на расстояние от её аэродинамического фокуса до

Рис 8

проходящей через носки САХ полукрыльев (рис 5 и 8).

Горизонтальное оперение (ГО, стабилизатор) расположено на фюзеляже или киле в зоне скосов и торможения потока за крылом и создаёт дополнительную подъёмную силу, момент и сопротивление, знак которых зависит от угла отклонения стабилизатора. Базовая площадь и параметры ГО определены как площадь и параметры крыла, составленного из омываемых консолей. Линейная теория позволяет рассчитать подъемную силу несущей поверхности, установленной на корпусе, в зависимости от безразмерного параметра х - отношения ширины (диаметра) корпуса к размаху изолированного крыла, составленного из омываемых консолей ГО (рис. 9, программа "MathCAD 2000").

Если полагать, что эта подъемная сила создается неким изолированным крылом с безразмерными параметрами, совпадающими с

РАСЧЁТСуГО *f<(afMngf шм^оь ГО мЫм MwiMid Uli« LwiiiifB

(¡c* 1)J атмамя лл»ц*д* ГО ■ етш*т»Я х» Ii*«»«*/Lo»«M »••

> (î+ >}• X «to»oshe*t» podfafeliazTV* oh«xti gjb«vtno{ pfetxhJdl GO к offïyvaemoj

ТШ > mnmiY'titapMMf dmwimVWIHMMI meut» V»* » /

(j(4 , О » >• итым CygiMntl p№M It Cywfmm«(p>l odhtikewy*> X.

<*.!}* Ю

9(4 - Qt> *м«ь«Ы* po«*v«Uzit<à cftjrt ш<М ptotilwi «О к

(Я* 1J* ии«1«<1

х.-О.П. I

г»- До.

«р«

1 i m 1 0

«.«0 010

1 Лв1 1U В-Эв1

1Л16 i-J D£15

im Til ДОЗ

■m ип OTT»

INI в»1

1JM9 l'ívl un

глав ли UM»

г«тг 1.172

220

И Ш Ы

ЭЗВОЕЭ ¡E2

эз|еез за

пгтт» ТТЛ

TlB^FTi ¡ТТЛ г>м

[ЕЛ ílJ

aalza кз из

ЭЗИЗП ЗШ ЭЕЭ

i У У

i 1

GJ L3

OTWOBEMKÎ Рлечвт НОЙ ПЛОЩАДИ го КОМЫМиОЙ- efrtfpwhtal* t*Wlclw«*lM*«ntMi Vif

[. П WJJ-líít

Hpxl k 1

•»■ИМ

ар» M > I

vci>-aaj tco).>Ü

ycio> -i6*í aQAM.M».*) - IJtt

а/л

a<M>.Hp>.0). IjMi

Рис 9 (Лист MathCAD 2000)

базовыми параметрами ГО, то размеры и расположение такого "виртуального" крыла на фюзеляже можно определить, зная подъемную силу комбинации крыло + корпус, в допущении, что ГО и "виртуальное" крыло геометрически подобны, а их задние кромки

При М ->• оо аэродинамическая площадь ГО должна приближаться к омываемой. Это обеспечено введением специальной функции от числа М и корректирующих параметров. Аэродинамическая площадь ГО, которая соответствует его реальной подъёмной силе, С АХ этой площади, её аэродинамический фокус, плечо и расстояние между аэродинамическим фокусом самолёта и фокусом этой площади, в зависимости от двух параметров - х и М - рассчитываются в программе в дополнение к уже введённым базовым геометрическим параметрам ГО, как изолированного крыла, составленного из омываемых консолей. _

Несущие свойства Суа и аэродинамический фокус Хра компоновки при ф = 0 определяются как суммы "вкладов" всех перечисленных выше элементов с учётом их взаимного влияния. Примеры расчётов и все расчётные формулы приведены на рис. 11 (программа

Расчет Сфу и Хр<р полной модели (самолета) проводится в предположениях, изложенных выше. Частная производная С*у определяется как Сфу = SA^CV^o-k?, а фокус по углу отклонения стабилизатора Xf,, - как точка приложения приращения подъёмной силы аэродинамической площади ГО при изменении её угла атаки, который зависит от угла отклонения стабилизатора, угла атаки самолета и скоса потока за крылом.

совмещены, (рис. 10)

Площадь виртуального крыла - "аэродинамическая" площадь ГО, отнесенная к его омываемой площади ( БА), при М=0 определится по формуле линейной теории:

Рис 19

MathCAD 2000").

Расчвт аэродинамического плеча ГО * = ширин а фюзеляжа / размах оыываеыой части ПО (£0-21 х*0«Т М«.-1 Ы -0.0(И 13

втоиммм »рминаикчсскоА

плоцдок ГО к омываемой

(2 + Э $•»

О+Ф1

Зя(х.М*,М) - 1 ♦ -2

Э(1.ШД9»1714

Мг^ - отмсто к (шащадм крива иСАХкрыла

ЦУ 17» 0.171 0X2 0.833 09-0«

б*».«.,«}

•«•>»>,М)

трамтры ГО

ШО - 21 »г-1.72

I и и

1 ■»

< (п + 1) £

я

яз

вот» 0.171

Флл) " ЮТ

«<1.Н«.МЛ.ч.х.Зоя) - 1,Дх.М«.Ю - «» <(М.*) «т(г,М».ЫД,ч.Х.Зоя) - - О ^.п.х) ^«

•(х.М1.в2Д.п,х.йот) - В14 -0Л2

расстояние иежду косками САХо» гэродинпшчесвов ммцадмГОя шыааоой» долях корм из птцадм крыш

8(1.1*1.0 2)«1ГЗЛ

9Cr.ia.0Jj) • 1Ш

. 1521

5вСх.М*Л1) - 1-216

Зс<1.14*.1Д)-иам

За«хДЮЛ>>Ш1

^сйь.ИЛл.«.*«

Рве 11 (ЛвстМаЛСАЕ) 2000)

АР*

ш

В программу введены около трех десятков коэффициентов настройки

(поправочных коэффициентов), используя которые можно практически совместить результаты расчетов Су" или Хра для конкретной модели с результатами её трубных испытаний, а затем пересчитывать их (от прототипа), варьируя параметры. По умолчанию все

коэффициенты настройки принимаются равными единицам. Исходные данные и результаты расчётов всех несущих элементов самолёта (модели) и компоновки в целом выведены на монитор и сведены в таблицу для печати (рис. 12).

.55«

г„....... .

Кг

П|И -^т 1«-"

19кк юп »я чт 4Хв «ям? мю («в V®»» имв? мяк

эмчз огмо *шт «г» еа»н шт им а«ак «т «ея> «««а 1«

Зв!гр с*» «че» «чвп «ят «чох о»1Л«г вчет дтя 10,

2?

«161 <4"-{¿¿¿ЫМИ'-.ЫИI<№¿«¡>3*1<ЖЫГ^'Й^^КИ^ЛЫвте^'^Щ^А

а»..«.

ТвЕ-гГ1

•с»5'»» | ,

Ряс 12

Так же на мониторе отображаются схемы всех несущих элемен-

тов.

Расчет С у(а,<р) и Мг(а,<$ полной модели (самолета). Балансировка. В результате испытаний в аэродинамических трубах силы,

1б

действующие на модель, определяются как функции угла атаки (а) и угла отклонения стабилизатора (<р), а моменты - в функции от а, ср и положения условного центра тяжести на САХ крыла ( Хт). Все - в заданном диапазоне чисел М. Предложенная программа в принципе выполняет то же самое - рассчитывает суммарные аэродинамические характеристики полной модели (самолёта) - Суа, С/, XFa, Хрф и т.д. в зависимости от а, ф, и М Частные производные от продольного момента по a и ф - наклоны прямых Mz(a) при ф = const и М2(ф) при a = const - зависят от центровки ( Хт) и определяются по известным формулам: _ _ _ _

M°z = -( XFa- XT)-Cay № = - ( ХРф - ХТ>СФУ. Продольный момент относительно заданной точки определяют положение этой точки ( Хт), подъёмная сила Су(а, ф,) и точка её приложения - центр давления Хд(а, ф), который от центровки в линейной области не зависит. _ _

Центр давления и Mz(Cy, Хд, Хт) также определяются по известным формулам:

Хд(ос, ф, oto, Mz0) = Mz/Cy = (MYía -схо) + М^-ф + Mzo)/(Cay-(a -ao))+ С>£<р)._

Mz(Cy, Хд, Хт) = -Су-( Хд-Хт)

Здесь oto - угол атаки, при котором Су = 0, а Mzo - коэффициент продольного момента при Су = 0, ф = 0. Величины Mzo и ао используются в предлагаемой методике в качестве параметров. Наибольший интерес при выборе параметров самолёта представляют силы, действующие на него в условиях балансировки, т.е. при SY, = const и EMZ = 0.

Подъемная сила в установившемся полёте известна - она равна весу самолёта или произведению Gny и, соответственно, в общем случае Субал = ny (G/S)/q. В условиях балансировки (Mz = 0) центр давления (_Хд) совмещен с центром масс самолета. Для заданной центровки Хт в установившемся горизонтальном полёте углы с*бал и Ф бал определяются в результате решения двух уравнений балансировки

Су(ос,ф) = %(G/S)/q, М2(а,ф) = 0 и рассчитываются по формулам:

«БАЛ = «0 +_(( Xfj- Хт)-Субал - Mzo)/(^ Xf,, Хра))-Сау, фБАЛ = -(( Xfo- Хт)-Суб«л) + Mzo)/( Xf„- XFa))C9y

17

Зависимости Су(а) и Су&ш(аБАл, Хт), М2(а, Хт) и все расчётные формулы приведены на рис. 13 и 14 (программа "Ма&САО 2000").

Частная производная М"/ = ( Хт - Хра)-Сау - показатель продольной статической устойчивости самолёта - определяется центровкой. При М^ < 0 (в линейной области Хт - Хра < 0, центр тяжести расположен перед фокусом) и при отсутствии влияния сжимаемости, самолёт статически устойчив по углу атаки и по скорости.

Положение аэродинамических фокусов самолёта ( Хра и Хрф) в линейной области не зависит от центровки и углов а и ср . Для каждого заданного числа М величины Хра и Хрф являются инвариантами компоновки. _

Частная производная Су = 8А-(Сау)го'кф - показатель несущих свойств управляемого стабилизатора - не зависит от центровки.

В программе кроме частных, используются и полные производные. Полная производная _ _ _

(<1Су/с1сх)ш=о - (( Хр<р - ХРа)/( ХрФ - Хт)) Суа - балансировочная зависимость Субал(о'бал, Хт), необходимая при выборе параметров самолёта, зависит от центровки. В линейной области для статически устойчивого самолёта Хра > Хт наклон этой зависимости меньше Су" _ _

Полная производная (с1М^ф)су=«,пя = М^ет = ( Хра - Х^-С^у - балансировочная эффективность стабилизатора - от центровки не зависит,- это момент пары АСу(ДаБАл) + АСу(АфБАл) = 0, которая балансирует самолёт, не изменяя подъёмную силу, т.е. сохраняя Су = (С/Б)^ с помощью целенаправленного изменения угла атаки при отклонении стабилизатора (от центровки зависят А<Хбали Афвлл)-

Все расчётные формулы и пример рассмотренных балансировочных зависимостей приведены в Приложении 2 ("МаШСАБ 2000").

Следующий раздел программы "Аэродинамика" содержит определение сопротивления самолета с помощью вычисления омываемой поверхности самолета, расчета коэффициентов трения, индуктивного и волнового сопротивления по теоретическим или имитационным формулам, полученным на базе обработки экспериментальных данных (ресурс НИО-2 ЦАГИ).

ПОЛЯРА САМОЛЁТА В УСЛОВИЯХ БАЛАНСИРОВКИ

«сюдные лянмце • М. ХГ- центртка ХГ > 035

параметрысаиолбтэ С*) -001 А2~»в1 Сух - 3.5 Су^ -07 Еп -0.5 МЛ>41005

Н>| 1 Суае--в7 аэрвДиманкчвСШЙ фвкус »>04 Су» * 005

а - ^ ЗО - 015 примечание- Я = - йМгЛГСу. су»= Су(С*т]г). Су«= йсу/йо

№

Мхе - — Мв-1хГ

вг

расчетные фориулы

Су»к<Х1))

А1 - 2 АЗ Су» А1-0Я2

Суа 1 + »

ОМ т- СЛ + А1 Мхо + (А2 С>» * Су«« В - Е*}

Су»

А1ЧЯУ-А1С1 +МО+ — [2 А2Ств(1 + 305 + 2 АЗеСу^ [В»-(1 -6x3-8^(1 +2ЭСд] А«<»9 - 00214 Суа

в^эгоо-еа) б.а

Су*

СуаЬСМ) - 3043

оль-чтт

АЛ(Х9 - А2<1 + »О3 + —{А2гСу««{В»-3(1 - Ев)]-Еа-(1 + Я)] С»«

бименромчим мляр*

<Д<Су) »- А1 Су ♦ А2 Су* СЛ(СУ.>

А2Ь<ХГ) -0Л»

. ООЬ - А1ХХ0 Су * А2КЗД Су1 Су:-0Д001 0«

Кии *

2 ~рЛ Л2 - А1

Кяю-9»

КвшА(М))

2 т£аългь(хд - А>Ь(ЗД

СуКтк СуКятАОО) ;<

: СЗ^ЕГ

Су» 5

А1 2А2

СуЛОЗ) ,

АЩХО 1 АЗЧ»)

КяоЬС*25) - 81 С$К>а - 0.316

СуКиаЬОО) - 0.»6 СуКаыйЬ(8.2$) • 0.Э73

Су«.-005

0у«ь(эа) • одо СДО039-0М2

ола

с*<У>

ыяягЖ ом с а* су.СИ)

о»

: >! ч

:) ; / !

} *} ///

/ //

■у

•I

Рис 13 (Лист МаШСАЛ 2000)

Расчёт поляры модели (самолета). Балансировка.

Уравнение поляры принято в обычном для аэромеханики виде: Сх = Схо - АгСу + А2-Су2 или Сх = Сишп + аг( Су - Суа)2

Программа "Аэродинамика" вычисляет коэффициент Схо и коэффициент индуктивного сопротивления А2. Показатель несимметрии поляры - коэффициент Су = Суа, при котором Сх = СХтт, (или А1 = 2-Аг-Су») и дополнительное сопротивление ДСхо(А1) используются как параметры (задаются как результат анализа реальных возможностей или дополнительное требование).

Коэффициент Схо вычисляется как сумма коэффициентов трения и дополнительного сопротивления, которые определяются состоянием омываемой поверхности самолёта (модели), и коэффициента волнового сопротивления. Эти коэффициенты суть функции числа М и числа Яе, зависящего от числа М, геометрии и размеров самолёта (в основном крыла).

Коэффициент трения определяется как произведение осреднён-ного коэффициента трения (зависит от числа Ле), отнесённого к площади омываемой поверхности самолёта, на отношение площади этой поверхности рассматриваемой компоновки к площади её крыла. Коэффициент волнового сопротивления и его зависимость от числа М определены с помощью аппроксимирующих формул, полученных в результате обработки результатов многочисленных испытаний моделей самолётов различных аэродинамических компоновок в аэродинамических трубах НИО-2 ЦАГИ. Примеры расчёта и все необходимые соотношения приведены в Приложении 2. (программа "МаШСАБ 2000")

Коэффициент Аг определяется как явная функция удлинения крыла (X) и степени реализации подсасывающей силы (б), зависящей от числа М и геометрии правильно скомпонованного крыла с)

А, =-+-

^ с; я-л

Производная Су™ определена выше. Параметр в рассчитывается по формулам, полученным в результате обработки материалов испытаний ряда моделей серийных самолётов и тематических моделей НИО-2 ЦАГИ

з = {1-ехр[-А,сш Р(т1,к)]}-С(М,Х),

где Р(т],к)) и С(Х,ц,%) - специальные функции, полученные на основе обработки экспериментов.

Все основные аэродинамические характеристики самолёта - зависимости С\а, Кмах, С\Кмах. Кмах М и т.д. в функции от числа М с учётом влияния числа Ле при ф = 0 определяются для любой заданной

ПОЛЯРА САМОЛЕТА В ЗАВИСИМОСТИ ОТ УГЛА ОТКЛОНЕНИЯ СТАБИЛИЗАТОРА » (оО. 4 - градусы) 1 исходные данные

Кто -- 1 --СхМШ С«0 -

Сао ОШ

Су*г « 4

А1 - от

„ -2 аО >-

573

т. -03

А2-02

А1

Су» • 0.8 т. - 0Л А2в - 1

С%(Су,») СаО - А1 - Су + А2 Су* + |

2 А2-А1 Ктюс-939

2 А2е Су» (1-«х) Сук

Влияние отклонения стабилизатора

В - :

4 А2

САШ - 00195

В-02

7 КЧ СУ+ Ш + (АЗВ'Щ СУ* 573+В С7'

Г + <

су*

Л.

(А1 + А2.С* А2<*) 573

Коэффициенты поляры самолета с отклоненным стабилизатором

СЛН(») ОЮ + + 2 А2В Су» ^ Су» -1- + (А2В + А2 - В) ^Су» СЛЗ(Щ

А12(») > А1 + (2 • А2 - В) Су»

513

А12(10) - 0.0479

Поляра самолета с отклоненным стабилизатором

Максимальное аэродинамическое качество самолета с отклоненным стабилизатором

Минимальное значение коэффициента Сх и

соответствующее значение коэффициента Су

Ктах(»)

Коэффициент А2 при отклонении стабилизатора не изменяется

Сй(Су,») - СЛ2(») - А12(») Су+А2 Су5

I

2 А2-А12(»)

Кя\ю(р)-939 Ктя<1ф - 7369 Кям<-10) - ¡Ж

омт(») ^ СШ2(») -

(А12(»))Д 4 А2

Су«(»)

А12(») 2 А2

СйЛЮ(Щ) - ОЛЗРЗ

С&ПВД - 0 0193 0«

С*МШ(-10) - 0.037 Сх*Су,0)

е«ассу,5)

Су<10Г)-01198 оа(су,-3) оа

Сукф - 0.05 С«* Су,-10)

СзК-Щ - -ОШ ежассу,-и)

моо-су о«

Сукшо<1Щ - 0/459 1 Сг

Сукяш(ф - 0316 -

Сукаа<-1[Г) - 0/429 ОШ

СйСи,1ф -0068

СШСО^.СГ)-0Л£ 0 -

Рис 14 (Лнет МаШсай 2000)

высоты полёта. Для модели эти характеристики определяются с учётом связи чисел М и 11е в эксперименте, введённой в программу. Соответствующие зависимости приведены в работе. Результаты расчета

lute i«ni (ян |пм taw rao |м( шя мот two км ■им intM mtm пап |мп мла всю* «ЯШ uta ввит яят ьж ■mv оям мм» »чм в«м* *чи| aifm »шщ «я» «MÍ

Рис 15

основных аэродинамических характеристик самолета (модели) без балансировки приведены на ряс 15

Расчёт поляры в виде Сх(а,.ф) для любого ср * О производится путём вычитания индуктивного сопротивления стабилизатора (ГО)

при ф = 0 из полученного выше результата и добавлении этого сопротивления при заданном угле отклонения стабилизатора. Использованы коэффициенты поляры стабилизатора (Сх = Схого + Агго-Су2), переотнесённые от его "аэродинамической" площади к площади базового крыла (при реализуемом подходе это поляра самолёта при Ф = var, а = const), угол атаки стабилизатора определён по известной формуле aro = a + ф - s, в которой е = еа-(а - ао}, а производная sa определяется по линейной теории с поправочными коэффициентами. Примеры расчёта и соответствующие формулы приведены в Приложении 2 , программа "MathCAD 2000". Очевидная подстановка Ф = фБАл(Су, Хт) позволяет получить балансировочную поляру - тот же рисунок. В программе "Аэродинамика" использованы также и прямые расчётные формулы для коэффициентов балансировочной поляры, позволяющие избежать рассмотрения поляр при ф Ф 0, если в этом нет необходимости, а поляры построены в привычном виде Су(Сх, ф) и Су(Сх, Фбал) В работе и Приложении 2(программа "MathCAD 2000") приведены все расчётные формулы.

При использовании в расчётах коэффициентов подъёмной силы, превышающих Сукмах, расчётная балансировочная поляра для этих коэффициентов автоматически заменяется отрезком параболы степени "п", которая удовлетворяет условиям: при Су = 2-ку-Сукмах коэффициент Сх на т% превышает Сх расчётной поляры ( т.е. в этой контрольной точке Сх - (1+т/100)-СхРАсч),а производные (dCy/dCx)Max расчётной балансировочной поляры и вновь введённой параболы в точке перехода, соответствующей КМах, совпадают. Три параметра, определяющие модифицированную поляру (n, ky, кх = l+m/100), за-

даются как коэффициенты настройки - по умолчании их среднестатистические значения составляют 2,1,1.2 (по порядку).

Пример и все расчётные формулы - в Приложении 2 , программа "МаЛСАБ 2000". Модифицированная поляра выводится на монитор вместе с исходными (рис 16.)

В работе приведена подробная инструкция пользователю.

ТРЕТЬЯ ГЛАВА. Программа "Выбор параметров" (КГакв) реализует формализованную методику выбора основных параметров самолёта заданной аэродинамической компоновки, которая обеспечивает увязку параметров самолета с учётом определяющих связей в треугольнике "масса - геометрия - аэродинамика" с приоритетными пунктами ТЗ к манёвренному самолёту в режиме "прямого счёта" - от аэродинамики к ЛТ и МХ. В качестве приоритетных пунктов ТЗ приняты, упомянутые выше и ставшие уже стандартными, требования по дальности полёта, разгонным характеристикам и по установившейся нормальной перегрузке (вернее, этой перегрузке при сохранении полной механической энергии самолёта) на заданных режимах полёта и по функциональной (полезной) нагрузке. Эти требования противоречивы, поэтому выбор параметров самолёта не всегда однозначен. Программа работает при задании либо экспериментальных, либо расчётных аэродинамических характеристик самолёта. В последнем случае введён упомянутый выше отход поляры на больших углах атаки от квадратичной параболы.

Подобная работа в режиме "обратного счёта", т.е. от ТЗ к требованиям к аэродинамике, для симметричной поляры была выполнена Л.Г. Колоколовой в конце 80-х - начале 90-х годов прошлого века применительно к вычислительной технике того времени, возможности которой были по сегодняшним понятиям весьма ограниченными, и такая постановка задачи была вполне актуальной. Для несимметричной поляры и современной вычислительной техники аналогичную программу подготовил А. А.Хомяков в конце 90-х годов того же века.

Рис 16

В предлагаемой программе прямого счёта "Выбор параметров" в качестве исходных данных должны быть заданы (рис. 17):

• Основные относительные параметры (пропорции) самолёта или модели, коэффициент формы (Ф - отношение полной омываемой поверхности самолёта к поверхности сферы равновеликого объёма) и Som - отношение омываемой поверхности к площади базового крыла, т.е. к площади, к которой отнесены все аэродинамические характеристики:

• Аэродинамические характеристики самолета, технологические параметры,

• Безразмерные и удельные параметры двигателя кун, удв, Руд, Се уд

• Требования Заказчика или Техническое Задание (ТЗ)

• Один из параметров, определяющих размеры летательного

аппарата: взлётный вес, суммарная проспектная взлётная тяга двигателей или площадь крыла • Вес функциональной нагрузки, который определяется назначением самолета и уровнем технологии - может быть либо задан Заказчиком, либо принят в качестве параметра и провариирован.

При расчётах определяются (рнс.18 и 19):

- кдв - коэффициент режима работы двигателя - т.е. потребная тяга силовой установки в долях располагаемой проспектной тяги двигателей на рассматриваемом режиме полёта. Двигатель в крейсерском режиме должен реализовать 0.5 -г 0.75 максимальной тяги. В этих условиях ресурс двигателя максимален, удельный расход топлива близок к минимальному и при изменениях тяги двигателя изменяется мало.

- у - Gamma - плотность компоновки - отношение взлетной массы к объему самолета. Обработка данных по серийным самолетам показывает, что у > 500 кг/м3 технологически трудно обеспечить, а

Рис 17

если у < 300 кг/м3, то объем самолета может быть уменьшен, т.е. пропорции принятой к рассмотрению компоновки следует изменить -увеличить коэффициент формы или уменьшить отношение омываемой поверхности к площади крыла, т.е. в конечном счёте уменьшить объём фюзеляжа.

- Взлётно-посадочные и ряд других характеристик самолёта в функции нагрузки на крыло.

В результате расчета на экран монитора выводятся данные для трёх самолётов, каждый из которых удовлетворяет по крайней мере двум пунктам ТЗ из трёх, выбранных в качестве приоритетных (пересечение двух линий на экране, рис. 18), выводятся взлётные тягово-оружённость и нагрузка на крыло, укрупнённая весовая сводка и плотность компоновки, приоритетные ЛТ и МХ, взлётные и

посадочные характеристики.

Путем изменения исходных данных или ТЗ (в зависимости от цели исследования) можно обеспечить пересечение всех трёх кривых практически в одной точке - эта точка будет соответствовать искомому самолету, удовлетворяющему всем трём приоритетным требованиям.

В этом случае три самолета в результирующей таблице оказываются достаточно близкими, а практически одинаковыми.

Можно ограничиться определением "области существования" -криволинейного треугольника, выделенного тремя линиями, которая часто вырождается в линию между двумя точками пересечения из трёх, т.е. ограничиться в этом случае рассмотрением двух самолетов. В случае завышенных требований к возможностям самолёта область существования отсутствует. Нужно изменить исходные данные или ТЗ и повторить расчёт. Пример результатов расчета приведен на рис 18 и 19.

Рис 18

Далее параметры самолета следует сравнить с аналогами, конкурентами или с эталонным образцом по результатам имитаций воздушных боёв.

Можно использовать альтернативные методы сравнения, например, вычислить суммарный относительный

коэффициент эффективности самолета (КБП [25]).

Пример приведён в Приложении 2. (Программа "МаЛСАЕ) 2000")

Программы "Аэродинамика" и "Выбор параметров" входят как самостоятельный элемент в полный комплект программ "Рабочее место аэродинамика" (РаМА) вместе с созданными ранее в НИО-2 ЦАГИ программами 'Такя", рядом программ для расчета ЛТ и МХ, программой имитации воздушного боя "DogFight,, и программами расчёта специальных режимов. Весь комплекс позволяет переложить практически всю основную вычислительную часть формирования аэродинамической компоновки манёвренного самолёта и расчёта его лётных данных, ЛТ и МХ на компьютер и существенно облегчить инженеру - аэродинамику анализ компоновок для перспективных самолётов.

В дальнейшем может быть организован экспорт данных из этих программ друг в друга, если в том возникнет необходимость.

ЧЕТВЕРТАЯ ГЛАВА. Тестирование и практическое применение содержит результаты расчётов по предложенным программам в сравнении с экспериментом и итогами деятельности ОКБ и примеры практического применения программ "Аэродинамика" и "Выбор параметров".

Приведены расчёты аэродинамических характеристик известного отечественного фронтового истребителя МиГ-21Ф (рис.20-29) при штатных значениях коэффициентов настройки (т.е. равных единицам)

и получены основные параметры самолёта, достаточно близкие к известным данным оригинала, рис. 41-43, программа "Выбор параметров

г .йЗг^ГК&йвЛ «= ■^¿А-'ИаЬр-а'ейЖЛЛьЬО• '¿..¿.'■¿.А*, , ¡. »

Рис 21

Рис 26

Рас 24

Те же расчёты и сопоставление с оригиналом (с тем же результатом) проведены для самолёта другой аэродинамической схемы -истребитель-бомбардировщик ВВС США Р-16А.

Как пример использования программы "Аэродинамика" для пересчёта от прототипа приведены расчёты аэродинамических характеристик одной из моделей НИО-2, испытания которой проведены в аэродинамических трубах ЦАГИ Т-106, Т-109, Т-112, Т- 113, достаточно сложной схемы, потребовавшей задействования "коэффициентов настройки". Приведены расчёты аэродинамических характеристик тематических моделей ЦАГИ с крыльями различной формы в плане.

Рве 39

при изменении величин основных исходных параметров, т.е. сопоставления результатов расчётного и экспериментального параметрического исследования аэродинамических характеристик этой модели.

В качестве примера анализа зависимости АХ перспективного маневренного самолета от формы крыла в плане и с приведены результаты расчетов модели по программе "Аэродинамика" при изменении стреловидности крыла по средней линии от 0 до 50° и, соответственно, удлинения от 5.7 до 2.5 и относительной толщины от 0.127 до 0.07 (площадь, физическая толщина крыла и строительное удлинение остаются постоянными). Расчеты показывают, что изменение положения фокуса в районе М =1 проходит более плавно, а его смещение назад по числам М достигает уровня 0.2 САХ (вместо 0.35 САХ на прямом крыле). Иными словами, увеличение стреловидности приводит дозвуковую компоновку с прямым крылом (которой свойст-

венны «стенка сопротивления» при М -0.8 и так называемое «затягивание в пикирование») к схеме сверхзвукового самолета Эти результаты полностью соответствуют теории и итогам рассмотрения известных компоновок самолетов от МиГ-9 до МиГ-21 - переход компоновок от дозвуковых к сверхзвуковым - и показывает, что программа «качественно» схватывает поведение аэродинамических характеристик различных компоновок в диапазоне М =0-3. Расчет по программе «Аэродинамика» Pioneer 00

Рис 31

Ршпеег27

0.12

'.,;

-

: - " : *

: " < : • 1 - , • • - " | „: • 1 " • , . .1 . ............1...........

" ■:' 1 ! .......: .......... ¡7" / '

——А-—1-

— Даяыя

— Трение

— Звкяепкн

— С»им-сть1

— Подевеки|

— Самопат

Рнс 33

Рис 34

Рюпеег 45

ада аов ш 0.02

-—1

' 1 1 1

1 ! - \

...........'■]

..............¿"^".^Х!1.. Я--К—-I

I ! '' ' "в,"""]

^—^бф&еоооооГТ^—

Дельта

Трение

Заклепки

Сжим-сть

Подвески

Самолет

Рис 35

Phc36

Pioneer 50

oía

ft~a 7

-MíVf

-*1 í ^M^^^fe^teSftóál = EL

- „.■."" .iJ'.K^'--^- .l'^l; j --I- CJW^ctv

s 4 -:> =t!> — no»!»«

Phc37

\h

0.1

jí^; itíwí;»> SÍ r

* j i i 1' i .

Hot y*on

»WIPHW

Kpwno Hfon

.1

ay^1^ ' .; f "V.1" i 11 i ^

.(»i'

Jii-íIt'^Cí

Pbc3S

Pioneer 27.5.7

; • ; ! _______________

йг г*—В-н —-В-,-

] 'f\ \

t НИ™"—----ш...... г , ~ __j

,.,, j ' <.f р^и^-и-Щ-Ц--1—-1-.------1............ А. , ...1.

Дельта Трение Заклепки : Сжим-сть| Подвески j Самолет

Рис 39

0.7 •0.3 05

Я0'* аз

В2 ал

f - " j

- i-- # -...rX—-fH

-f-)_.

!

i r • i | " . :

- Нос изол

- Налл изол

- Крыло изол

- ГО иэол

- Самолет

Рис 40

При увеличении угла стреловидности и одновременном уменьшении только относительной толщины крыла «эффект стреловидности» заметно меньше, чем при изменении трех параметров, а при увеличении только угла стреловидности (без уменьшения удлинения и толщины крыла) этот эффект сводится к обеспечению плавности изменения аэродинамических характеристик по числам Маха и, в частности, к устранению причин, порождающих «затягивания в пикирование» рис. 39; рис. 40. Это компоновки дозвуковых боевых неманевренных и пассажирских самолетов класса В-47 (Я=9.4, ^=36°,

с =0.12, 77=1.61, т=0.503).

Все сказанное выше и полученное в результате применения программы "Аэродинамика" хорошо известно и соответствует тому, что описано в учебниках и монографиях. Это подтверждает возмож-

ность использования предложенной математической модели для расчетов и качественных исследований первого приближения при сопоставлении аэродинамических компоновок самолетов. Все расчеты, результаты которых приведены выше, выполнены при штатных значениях всех поправочных коэффициентов.

Расчет по щ

«ЯРакя».

я. -Л',' /-V-

Выбор параметров истребителя МиГ-21Ф рис. 41 Аэродинамические характеристики рис. 20-29

1300 км

150м/с 5750 кг

Рис 41

Дальность крейсерского полета

Максимальная установившаяся перегрузка (Н=5000м, М=0.85) 5.3 при остатке топлива в баках 50% Энергетическая скороподъемность (Н=5000м, М=0.9) Тяга двигателя

Вес функциональной нагрузки (оборудование, полезная на- 1300кг грузка, экипаж)

Аэродинамическая компоновка и геометрические пропорции компоновки Миг-21Ф, положенные в основу расчета, характеризуются следующими параметрами:

Коэффициент формы

Отношение площади омываемой поверхности модели к площади ее крыла

Параметры, определяющие поляру при (М=0,85)

РО(.

( '¡скрбург

Ж РК

\ЛЬЧАЯ 'СКА

Ф = 3.1

/у

=7.86

су.

к шах

=0.285

Ссо = 0.015

Параметры, характеризующие режим взлета ~ _уо

отр

С*ра*'<>-05 Су^п

^=0.03

Параметры, характеризующие посадку _о §

4роб=0-3

=0-5 ^-0.3

В результате расчетов по программе Шак$ получен полный набор результирующих графиков, из которых на рис.42 показана стандартная

зависимость (■%)„ = /!(%)«», ^^ ] в сочетании с «линиями ТЗ».

Параметры самолетов, соответствующие таким «линиям ТЗ» приведены в таблице I

Таблица!

Взлетный вес, Wo max, Go, т Взлетная тяга, Р^ (т) Площадь крыла, S (и1) Объем самолета, Vc (м®)

(р/\

Взлетная тяго вооруженность, )

Относительный вес функциональной нагрузки,

Относительный вес силовой установки, G^ Относительный вес конструкция, GK

Относительный вес топлива, Gj

Дозвуковая крейсерская дальность полета, Ь(км) Начальная высота крейсерского полета Н^км)

(вариант 1500-5.38-150)

l-v; L ПУуст ПУуст Vy

339.4 340.2 339.1

6.353 6.342 6.350

5.750 5.750 5.750

23.104 22.972 23.119

18.868 18.705 18.886

0.907 0.907 0.907

273.639 275.953 274.728

0.2050 0.2045 0.2050

0.1990 0.1990 0.1990

0.3840 0.3665 0.3920

0.2300 0.2300 0.2320

1300 1300 1305

10.16 10.11 10.14

Установившаяся нормальная перегрузка, Пууст 5.381 5.380 5.380

V* (м/с) 150.0 150.7 150.0

"«1 0.520 0.522 0.520

Ь„ро«(м) 565.9 564.6 564.1

761.5 763.3 761.1

ч ___

Ряс. 42

Ь-1300(км); пУуст =538; ^ =150(м/с).

г.,1.,,., , , „ , Ж' &-а4.. 1

Рас 43

В результате получаем область пересечения «линий ТЗ», лежащую в области у >300 (кг/м3) и у <500 (кг/м3), т.е почти совпадающие параметры трех самолетов, обеспечивающих выполнение Т.З. по дальности и маневренным характеристикам.

Те же результаты получаются при задании площади крыла (т.е. габаритов самолета) и варьировании взлетной тяги и взлетного веса для этого же Т.З. Сопоставление показывает, что результаты не изменяются, хотя влияние изменения нагрузки на крыло реализуется разным образом.

ОСНОВНЫЕ РЕЗУЛЬТАТЫ И ВЫВОДЫ

• Разработана математическая модель, описывающая аэродинамические характеристики самолета сложной компоновки (фюзеляж, крыло, ПГО, ГО, наплывы - все несущие элементы в достаточно широком диапазоне параметров подобия ) Предварительно определены в функции от числа М несущие свойства и аэродинамические фокуса отдельных ее элементов, в частности переднего и хвостового горизонтальных оперений, установленных на фюзеляже, с учетом интерференции, затем все аэродинамические характеристики компоновки при (р =0, не зависящие от центровки - несущие свойства, сопротивление, расположение аэродинамических фокусов и центра давления. (Программа "Аэродинамика")

• Разработана методика выбора определяющих параметров маневренного самолета, которая позволяет с помощью прямого расчета «приоритетных» летно-технических и маневренных характеристик для заданных высот и скоростей полета - дальность, скороподъемность, установившаяся нормальная перегрузка - построить линии равных значений этих параметров ТЗ на нескольких плоскостях, каждая из которых характеризует связь двух параметров самолета

из числа основных - например, на плоскости ) (Програм-

ма "Выбор параметров")

Программа предоставляет пользователю таблицу, в которой сведены приоритетные ЛТ и МХ, взлетно-посадочные характеристики и укрупненные весовые сводки самолетов, соотв етствующих трем точкам пересечения трех расчетных кривых. Перебором параметров можно получить пересечение этих кривых практически в одной точке и, тем самым, завершить задачу.

Программа "Аэродинамика" предназначена для решения трех задач:

• Расчет в линейной области аэродинамических характеристик (АХ) самолета и модели, геометрические параметры и размеры которых

соответствуют условиям СКЛ ■ Щ%\п<4,0<^/<1, а числа М полета и удлинение крыла удовлетворяют неравенствам

0<л ■ VI-м2 <12 и О<л- л/м2 -1 <8. Эти АХ («среднестатистические» для заданных параметров) могут быть положены в основу предварительного анализа аэродинамических компоновок или выбора параметров самолета и общих параметрических исследований с помощью и в допущениях программы «Выбор параметров»

Пересчет АХ самолета или модели «от прототипа», т.е. от известных АХ самолета или модели близкой аэродинамической компоновки. В этом случае исходными для расчетов принимаются геометрические характеристики прототипа, рассчитывают его АХ до «разумной степени соответствия» известным АХ прототипа. По окончании настройки в программу в программу в качестве исходных данных вводят геометрические параметры исследуемого самолета или модели и программа рассчитывает и выдает на монитор и печать АХ, которые можно полагать соответствующими этому объекту исследования. Таким образом, прототип служит для определения коэффициентов настройки, обеспечивающих уточнение результатов расчета АХ самолета рассматриваемой аэродинамической схемы по сравнению со среднестатистическим уровнем. Набор КН неоднозначен.

Интерполяция и экстраполяция данных эксперимента. Как и в предыдущем случае, задают геометрические параметры модели и выполняют все необходимые операции по расчету ее АХ и доведению их до разумной степени соответствия известным экспериментальным данным. Затем, дополняя эксперимент, проводят расчет в конфигурациях или на режимах, которые в испытаниях отсутствовали (интерполяция), или при небольших изменениях геометрических параметров (экстраполяция). Это использование программы в рамках анализа аэродинамических характеристик.

Программа "Выбор параметров" предназначена для предварительного определения облика самолета выполненного в заданной аэродинамической компоновке с заданной функциональной нагрузкой для трех различных вариантов ограничений, которые чаше всего встречаются на практике:

При заданных размерах самолета (ограничение размеров -площадь крыла самолета, размах)

При заданном взлетом весе (ограничение массы) V При заданной тяге силовой установки (ограничение энергетических возможностей)

• В каждом случае должны быть заданы «технологические коэффициенты», определяющие уровень технологии производства и проектирования самолета, а также безразмерные характеристики семейств двигателей, принятые к рассмотрению. Облик, параметры и размеры самолета должны обеспечить выполнение трех приоритетных пунктов Технического (Задания ТЗ) - дальность полета, энергетическая скороподъемность и установившаяся нормальная перегрузка на заданных режимах. В программе "Выбор параметров" в качестве исходных АХ можно использовать не только результаты расчетов по программе "Аэродинамика", но и любые достоверные материалы, доступные пользователю.

• Комплекс программ использовали для предварительного формирования аэродинамических компоновок и разработке возможных ТЗ для перспективных маневренных самолетов.

ОСНОВНЫЕ ПУБЛИКАЦИИ ПО ТЕМЕ ДИССЕРТАЦИИ

1. Методика выбора параметров маневренного самолета. Конференция «Современные проблемы аэрокосмической науки». I Всероссийская научно-техническая конференция молодых ученых. 1998 год. ЦАГИ.

2. Методика и программа выбора аэродинамической компоновки и основных параметров маневренного самолета. XIV Школа-Семинар «Аэродинамика Летательных Аппаратов». Тезисы доклада. 27-28 февраля 2003 года.

3. Николаев Д.В., Онъкова Л.Н., Параметрические исследования аэродинамических компоновок сверхзвукового маневренного самолета нормальной схемы. «Труды ЦАГИ», Москва, 2004 год.

4. Николаев Д.В. Анализ влияния параметров крыла на аэродинамические характеристики и ЛТХ самолета. В печати «Труды ЦАГИ»

ЛИТЕРАТУРА

1. Г.С.Бюшгенс, А.А.Гладков, РДИродов, Н.К. Лебедь, В.Г.Микеладзе, ЛН.Онькова и др. Аэродинамика, устойчивость и управляемость сверхзвуковых самолётов. Научный редактор и составитель академик РАН Г.С.Бюшгенс. Москва. Издательство «Наука», Физматлит 1998.

2. Г.С.Бюшгенс, А.Л.Райх. Устойчивость и управляемость реактивных самолётов. Труды ЦАГИ, 1947,4п.л.

3. Е.И.Колосов, И.И.Шкадова, Л.А.Медвежникова. Методы расчёта вертикальных манёвров самолёта. Труды ЦАГИ, 1956.

4. НН.Подсевалов. Материалы систематических испытаний стреловидных крыльев при малых скоростях в аэродинамической трубе Т-102. Технические отчёты ЦАГИ, 1958,1.75 п.л.

5. НН.Подсевалов. Расчёт характеристик продольной устойчивости сверхзвуковых самолётов при малых скоростях. Технические отчёты ЦАГИ, 1959,1.5 п.л.

6. Р.И.Штейнберг, В.Д.Щетинина, О.Ю.Полянский. Влияние толщины профиля на волновое сопротивление изолированного крыла и комбинации крыло-корпус при сверхзвуковых скоростях. Технические отчёты ЦАГИ, 1957, 3.5 п.л.

7. М.А.Алексеев, М.Ф.Притуло. Влияние формы профиля на аэродинамические характеристики изолированных крыльев при сверхзвуковых скоростях полёта. Труды ЦАГИ, 1958.

8. Н.К.Лебедь. Исследования по аэродинамике высокоскоростных самолётов. Труды ЦАГИ, 1966

9. Н.Л.Кудрявцева, В.Г.Табачников, М.К.Фурсов. Атлас стационарных и нестационарных аэродинамических характеристик крыльев различной формы в плане со сверхзвуковыми кромками. Бюро научной информации ЦАГИ, 1965.

10. Ю.М.Рогожкин. Определение осреднённого угла скоса потока за поворотными несущими поверхностями, установленными на корпусе. Труды ЦАГИ, 1966., 3.5 п.л.

11. А.В.Петров Расчёт аэродинамического взаимодействия несущих поверхностей. Труды ЦАГИ, Выпуск 2126, 1982.

12. М.Н.Некрасова. Трансзвуковое обтекание корневой области крыла с прямой и обратной стреловидностью. Учёные записки ЦАГИ, том XVI, 1085, №4.

13. Л.Г.Колоколова. Метод обобщённых моделей свойств самолёта для этапа раннего проектирования. ТВФ №5-6. 1995.

14. РДИродов, Л.А.Медвежникова. Расчёт взлётной и посадочной дистанций самолёта с высокой тяговооружённостью и эффективными средствами торможения. ТВФ №3-4. 1995.

15. РД Иродов, Г.А. Федоренко. Особенности интегральных компоновок сверхзвуковых манёвренных самолётов. ТВФ №2-3,1998

16. Л.А. Курочкин. Исследование аэродинамических характеристик моделей серии «Эльф». ТВФ №2-3.1999

17. Ю.В. Андреев, Р.Д. Иродов, Л.А. Курочкин. Формирование аэродинамической компоновки истребителя четвёртого поколения МиГ-29. ТВФ №5-6,2001

18. Дж. Нильсон. Аэродинамика управляемых снарядов. Москва. Обо-ронгиз. 1957.

19. Г.Крон. Исследование сложных систем по частям Москва. «Наука». 1972.

20. А. Юохеман. Аэродинамическое проектирование самолётов. Москва. Машиностроение. 1983

21. А.И.Калинин. Суммарные и распределённые аэродинамические характеристики изолированных поверхностей при малых дозвуковых скоростях. Труды ЦАГИ, 1973. 31.15 п.л.

22. ПЛ.Красильщиков. Практическая аэродинамика крыла (Сборник статей). Издательский отдел ЦАГИ. 1974

23. В.БШавров. История конструкций самолётов в СССР. Москва, «Машиностроение», 1978.

24. Р.Т. Джонс. Теория крыла. Москва. Издательство «Мир». 1995.

25. А.Ю. Тиммеоя, Н.И. Москвителев, В.А. Тиммеоя. Прикладные методы сравнительной оценки и боевые потенциалы авиационной военной техники. Москва, Издательство «Вооружение. Политика. Конверсия». 2000.

26. Л.Е. Васильев, В.И Васильева, В.А. Евстигнеев, А.В. Климин, В.Ф. Самохин. Межконтинентальный деловой сверхзвуковой самолёт Авиационная техника и технология, №3,2001.

27. В. Etkin Dynamics of Flight. Stability and Control. New Jork, John Wileu and Sons, 1959

28. N.V Vœvodenko. Compilation of Supersonic and Hupersonic Flow near Complex Configurations. Proc. of 19-th Congress ICAS, 1994, v.l, p. 406*412.

РНБ Русский фонд

« 2007-4

ВВЕДЕНИЕ. ПОСТАНОВКА ЗАДАЧИ.

ГЛАВА 1. РАСЧЕТ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК НЕСУЩИХ

ЭЛЕМЕНТОВ САМОЛЕТА (МОДЕЛИ).

1.1 Общие положения. Несущие поверхности (крылья) простых форм в плане.

1.2 Расчет несущих свойств крыла (С°).

1.3 Расчет положения аэродинамического фокуса (ХРа).

1.4 Несущая поверхность установлена на фюзеляже.

ГЛАВА 2. РАСЧЕТ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК САМОЛЕТА.

2.1 Общие положения. Аэродинамические силы и моменты, действующие на самолет в плоскости его симметрии. Продольная балансировка и статическая устойчивость.

2.2 Расчет несущих свойств и положения аэродинамического фокуса самолета.

2.3 Расчет поляры самолета.

2.4 Описание работы программы «Аэродинамика»:.

2.5 Пример расчета:.

Рис. 2.5.5.

ГЛАВА 3. ВЫБОР ОСНОВНЫХ ПАРАМЕТРОВ МАНЕВРЕННОГО САМОЛЕТА.

3.1. Общие положения. Исходные данные.

3.2. Метод расчета. Алгоритм программы «Выбор параметров» (RFaks).

3.3 Описание работы программы.

3.4 Результаты работы программы.

ГЛАВА 4. ТЕСТИРОВАНИЕ И ПРАКТИЧЕСКОЕ ПРИМЕНЕНИЕ ПРОГРАММ.

4.1. Общие положения.

4.2. Расчет АХ самолета при больших дозвуковых числам М.

4.3. Пересчет АХ самолета «от прототипа.

4.4. Качественный анализ АХ сверхзвукового неманевренного самолета.

4.5. Качественный анализ влияния стреловидности на АХ самолета.:.

4.6. Формирование аэродинамической компоновки самолета.

Проектирование самолёта - сложная комплексная инженерная задача, которая в полной мере может быть решена только в специализированных Опытных конструкторских бюро (ОКБ) авиационной промышленности. Задача ЦАГИ - разработка (формирование) аэродинамической компоновки нового самолёта и рекомендация её ОКБ в качестве базы для проектирования. Для того чтобы выбрать аэродинамическую схему самолёта нового поколения, необходимо иметь не только научный и экспериментальный задел по аэродинамике самолетов и их элементов, но и представление о назначении этого самолёта, его допустимых или желательных основных размерах и взлётной массе (весе), потребных лётнотехнических и манёвренных характеристиках (JTT и MX), т.е. нужно знать Требования Заказчика или Техническое Задание (ТЗ) и располагать проспекгными характеристиками рекомендованного двигателя или безразмерными параметрами семейства (или семейств) двигателей. Кроме того, нужно представлять себе уровень технологии производства, вес и параметры бортового оборудования и функциональной нагрузки (технологические коэффициенты). Иными словами, на этапе формирования аэродинамической компоновки необходимо сопоставлять не только аэродинамические характеристики моделей, но и основные параметры самолётов, которые представляется возможным создать на их базе, и (главное) соответствие возможных JIT и MX этих самолётов предварительным ТЗ.

Для непредвзятого сравнения самолётов нужна формализованная методика выбора их параметров, которая при наличии результатов исследований в аэродинамических трубах (АДТ) моделей ряда компоновок, знании безразмерных параметров двигателя и всего, изложенного выше, предоставит пользователю возможность создания «равнопрочного» набора компоновок, каждая из которых обеспечивает выполнение ТЗ и внутренне непротиворечива - т.е. размеры самолёта и его взлётная масса согласованы. Из этих компоновок можно производить отбор - нередко по критериям, возникшим вне аэродинамики.

По тем же причинам при отсутствии или дефиците экспериментальных материалов необходима и формализованная методика расчёта аэродинамических характеристик самолёта "по схеме в трёх проекциях" или метод пересчёта от прототипа, т.е. от аэродинамических характеристик достаточно близкой по геометрии модели (если таковая имеется).

Основные режимы полёта самолёта (взлет, посадка, крейсерский полет, маневр на малых и средних высотах, полёт "по потолкам") соответствуют так называемой линейной области аэродинамики, в которой справедливы следующие основные соотношения:

Су = Суа(а-оо) + Суф.ф, Mz = М2а-(а-ао) + М^-ф + Mzo,

Сх = Схо - ArCy + Аг Су2 или Cx = Cxmin + А2(Су - Су(Сх ™п))2 Это малые углы атаки и углы, соответствующие области максимального аэродинамического качества. Только манёвр с достаточно большими нормальными перегрузками на больших высотах и малых скоростях выводит самолёт из этой зоны. В этих случаях применяют поляру, которая на углах атаки, заметно превосходящих акмах, отходит от классической квадратичной параболы и согласуется с экспериментом.

Подобные методики должны правильно и точно отражать основные зависимости аэродинамических характеристик самолёта от его геометрии, содержать переход от модели к «натуре» и обладать высоким быстродействием.

Всё сказанное определяет необходимость исследований по разработке научно обоснованных "инженерных" методов расчёта аэродинамических характеристик и методов перехода от аэродинамической компоновки к самолёту заданного назначения, выполненного в этой компоновке, и подтверждает актуальность темы диссертации.

В первых двух главах (программа «Аэродинамика») предложена методика, реализованная в виде программы для персонального компьютера (ПК), которая позволяет на основе результатов предварительно выполненных параметрических расчётов по теории несущей поверхности и результатов систематических экспериментальных исследований, обобщённых в виде заданной системы Базовых расчетных сеток исходные данных (БаРС), определить «среднестатистические» аэродинамические характеристики самолёта и его модели в аэродинамической трубе (АДТ), уточнить их с учётом сказанного выше и практически совместить с результатами трубных испытаний при наличии соответствующих дополнительных экспериментальных материалов - в программе задействованы около трёх десятков поправочных коэффициентов настройки. На экран монитора и печать выводятся все основные аэродинамические характеристики самолёта (или модели) - том числе и с учетом балансировки (на заданном режиме) и аэродинамические характеристики его несущих элементов. Экспериментальные обоснования принятых допущений и предпосылок приведены в Приложении.

В третьей главе (программа «Выбор параметров») изложены основы формализованной методики выбора основных параметров самолёта, которая для исследуемой аэродинамической компоновки обеспечивает их увязку в треугольнике «масса - геометрия - аэродинамика» с приоритетными пунктами ТЗ к манёвренному самолёту. В качестве этих пунктов приняты требования по дальности полёта, разгонным характеристикам и по установившейся нормальной перегрузке на заданных режимах полёта. На плоскости «нагрузка на крыло - тяговооружённость» рассматриваются три линии постоянных значений приоритетных требований. На экран монитора и печать для трёх самолётов, каждый из которых удовлетворяет, по крайней мере, двум пунктам ТЗ из трёх, выбранных в качестве приоритетных (пересечение двух линий), выводятся взлётные тяговооружённость и нагрузка на крыло, укрупнённая весовая сводка и плотность компоновки, ЛТ и MX, взлётные и посадочные характеристики, графики, иллюстрирующие зависимости основных характеристик самолёта от взлётной нагрузки на крыло. Для каждой из рассматриваемых аэродинамических компоновок этот переход к самолёту может быть проведен для трех вариантов параметров, определяющих летательный аппарат: при заданном взл&гном весе, заданной суммарной взлетной проспекгной тяге двигателей или заданной площади крыла. Варьируя численные значения параметров аэродинамической компоновки, силовой установки, ТЗ или технологических коэффициентов можно добиться удовлетворения всех трёх приоритетных требований (пересечения трех линий практически в одной точке) и, тем самым, завершить предварительное согласование аэродинамики, силовой установки и ТЗ. Можно ограничиться определением «области существования» -криволинейного треугольника, выделенного тремя линиями - которая часто вырождается в линию между двумя точками пересечения или вообще отсутствует, в случае завышенных требований к возможностям самолёта. В этом случае нужно изменить исходные данные и повторить расчёт.

В четвертой главе (Тестирование программ) приведены примеры, подтверждающие работоспособность предложенных программ и примеры использования методики, изложенной в первых главах, для формирования компоновок манёвренных боевых самолётов. Рекомендованы способы сопоставления возможностей каждого из них с возможностями конкурента или вероятного противника - с помощью имитации воздушного боя или прямых сопоставлений с эталоном. Аэродинамическая компоновка, соответствующая истребителю, который уступает в воздушном бою конкуренту или вероятному противнику, может быть исключена из дальнейшего рассмотрения

В Приложении приведены систематизированные результаты параметрических экспериментальных исследований одной из тематических моделей самолёта с крылом, параметры которого близки по параметрам крыльям современных серийных истребителей. Показано влияние основных геометрических пропорций модели на её аэродинамические характеристики. Эти результаты (наряду с другими) использованы в первой главе работы при корректировке итогов параметрических расчётов по теории несущей поверхности и подготовке базовых расчетных сеток исходных данных.

Методика реализована в виде программ для персонального компьютера. Обе программы — «Аэродинамика» (Aerodynamics) и «Выбор параметров» (RFaks) -написаны в среде визуального программирования «Delphi» (Дельфи) для семейства операционных систем Windows (Win9x, Win2k, Windows XP).

В среде используется язык программирования «Object Pascal».

Среда Дельфи построена на идее визуального способа программирования - готовые компоненты перетаскиваются мышкой на форму - основу программы. Сочетание визуализации программирования, модульная технология конструирования программ, объектно-ориентированные средства программирования, простота и наглядность составления компьютерных программ сделали Дельфи средой быстрой разработки и популярным инструментом для программирования. Каждая из программ, написанных в среде Дельфи, состоит из нескольких модулей - одного головного (он имеет название «program») и нескольких вспомогательных, зависимых от головной программы (они называются «unit»). Разбиение программы на составные элементы является сутью структурного программирования. Модульная структура делает код программы более прозрачным и понятным, позволяет пользователю разрабатывать модули независимо от фирмы и накапливать собственную библиотеку, которую можно в дальнейшем использовать в других программах, как самим автором, так и другими разработчиками.

Полный программный текст любого модуля также имеет свою структуру, которая включает блоки определения констант, внутренних структур описания типов, тексты процедур, функций и др. Исходный программный текст каждого модуля составляется на языке Object Pascal и помещается в отдельный файл (файл имеет расширение .pas, текст основного модуля program имеет расширение .dpr). Начиная с 6-ой версии Дельфи, эти модули можно создавать/редактировать в обыкновенном Блокноте (программа Notepad.exe в операционных системах Win9x, Win2k, Windows ХР), а потом подключать в Дельфи-проект, что делает программирование ещё более гибким и универсальным.

Как объектно-ориентированная среда, Дельфи дает все преимущества работы с классами и объектами. В языке Object Pascal классами называются специальные типы, которые содержат поля, методы и свойства, объединные в единое целое. Класс является законченной структурной единицей, предназначенной для решения отдельной задачи. Обычно такой задачей является задача разрешения некоторого круга сопутствующих проблем.

В программе «Аэродинамика» класс TAerodynamics представляет собой редактор файлов исходных данных, который предназначен для считывания, сохранения и изменения файлов с иходными данными и многого другого. В языке Object Pascal существует около 300 встроенных классов, которые созданы его разработчиками — сотрудниками фирмы Inprise International. Такие классы можно назвать фирменными. Кроме фирменных, при составлении программы пользователь создаёт свои классы, необходимые для решения текущих задач. Они создаются либо неявно, когда программа конструируется визуальными средствами Дельфи, а текст классов при этом автоматически составляет сама Дельфи, либо явно, когда программист сам пишет код класса средствами встроенного языка Object Pascal. К ним относятся программные коды, которые не предусмотрены стандартами аппарата Дельфи, например, обработка оригинальных событий; написание собственных процедур, которые заставляют компьютер выполнять некоторые действия, написание процедур, обеспечивающих групповую обработку ряда повторяющихся или подобных операций, которые могут порождаться методикой решения конкретной задачи.

Новый класс всегда строится на основе другого, существующего и более простого, что поддерживает наследственность - т.е. все методы, события и свойства класса «родителя» наследуются классом-«потомком» («дочерним»).

Объектно-ориентированное программирование позволяет разделить проблему на составные части. Каждая составляющая становится самостоятельным объектом, содержащим свои собственные коды и данные, которые относятся к этому объекту. В этом случае вся процедура в целом упрощается.

За счет повторного использования кода достигается сокращение размера программы (методы объектов одного типа или методы, наследуемые «потомками» от «предков» существуют в единственном экземпляре), самодокументируемость, а значит и большая простота при отладке (объекты описываются в определенном месте программы отдельно от реализации) и обеспечивается простота сопровождения программы. Используя структурное программирование, можно легко создавать и поддерживать программы, содержащие свыше 50000 строк кода.

Образно говоря, Дельфи может быть уподоблена складу интеллектуальных строительных материалов и технологий конструирования многообразных типовых программ, что позволяет автоматизировать множество формальных действий, которые необходимо выполнить при написании любой программы.

Дельфи и Object Pascal с момагга своего появления постоянно совершенствуются вместе с развитием компьютерной техники и операционных систем. С момента начала работы над программами «Аэродинамика» и «Выбор параметров» оперативно появлялись новые версии Дельфи и их промежуточные варианты, в которые разработчики встраивали новые средства удовлетворения возрастающих запросов пользователей. Вместе с изменениями версий Дельфи, эти программы постепенно развивались и переводились на новые среды и «обрастали» новыми инструментариями. В дальнейшем, работа над ними может быть продолжена. Могут быть созданы конвертеры данных из одной программы в другую, выгрузки в другие программы (например, такие популярные для анализа, как пакет MS Office)

При отработке программы «Аэродинамика» и подготовке исходных материалов была использована универсальная система компьютерной математики «Mathcad 2000» -интегрированная система для автоматизации математических расчётов в сочетании с эффективными средствами построения графиков и с поясняющими текстами на русском языке. В текст работы включены результаты применения соответствующих «минипрограмм», которые иллюстрируют методики расчёта, использованные в блоках основных программ, содержат все рабочие формулы и примеры расчётов (страницы светло-жёлтого цвета).

Компоновки самолетов на работу с которыми ориентированы программы «Аэродинамика» и «Выбор параметров» Q д

Базовые элементы моделей, основные результаты исследования которых приведены в Приложении.

Площадь миделя фпзеллжа riJ ' положение носка ЙАХхрила

-SflBS?

• Ыомент от нал. лыва учмтывает-< сл полностью.

U • Подъёмная сила (учитывается . ' !линь частично !- она снимаетск .крыл»м.

У- ЧФункции ) для наллыва, ПГО и ГО. .в обцем случае различны коэффициенты В и Ц,разные.

Saaavotc^ оарам«т*И S(t> омкв. положение носка САХгс

Расчет размерных параметров кесуцей поверхности па заданной плооади S — по заданному размаху { г—- t 12L '

K-^ff rZl'tru-L-l

I А г. — JL л *А з 7 tl 2 s = d* ■

Л "

Необходимые для расчетов геометрические данные

Uy №

Xg'tXjroc

Областьw линейной in\)o аэродат lu Ш mm

О,В

0,5 т

Г xFoc Ш - •■ . / к xf>0 u.l 0 о балансировка при хТ^0,35, <р -О

Гуххрили NACA О 00 06-1,1 30

0 00 08-1,1 SO О 00 12 - 1,1 30 О0015-J,I 30

16

Су* О

Ъсу 0а„

12

Прандтль

Д 1

Крит. к я? \ \е% * \i л' \| \• \ %

-- 1 < \ 12%

• • \\ ft - \/5.% Г 1

0,2 0,4 0,6 0,8 1,0. Число Маха М

-0,24 ■0,20 N

Е .тз

-£1/5 -0,12 -0,08 -0,04

О-ф-0,04 0,08 0,12

Ь=/8% I cfO 1

Мнр vm.l /5 % у 7

3%-

•

I

4 1

О Q2 0,4 0,6 0,8 1,0 Число Маха М -0,4 -Q2 О . 0.2 Полотенце центра давления %

Изменение положения центра давлении с увеличением числа Мала.

Рис. 0.5

Основные результаты и выводы.

• Разработана математическая модель, описывающая аэродинамические характеристики самолета сложной компоновки (фюзеляж, крыло, ПГО, ГО, наплывы - все несущие элементы в достаточно широком диапазоне параметров подобия ) Предварительно определены в функции от числа М несущие свойства и аэродинамические фокуса отдельных ее элементов, в частности переднего и хвостового оперений, установленных на фюзеляже, с учетом интерференции, затем все аэродинамические характеристики компоновки при #>=0, не зависящие от центровки - несущие свойства, сопротивление, расположение аэродинамических фокусов и центра давления.

• Разработана методика выбора определяющих параметров маневренного самолета, которая позволяет с помощью прямого расчета «приоритетных» летно-технических и маневренных характеристик для заданных высот и скоростей полета - дальность, скороподъемность, установившаяся нормальная перегрузка - построить линии равных значений этих параметров ТЗ на нескольких плоскостях, каждая из которых характеризует связь двух параметров самолета из числа основных - например, на плоскости , P/q )

• Программа предоставляет пользователю таблицу, в которой сведены приоритетные ЛТ и MX, взлетно-посадочные характеристики и укрупненные весовые сводки самолетов, соответствующих трем точкам пересечения трех расчетных кривых. Перебором параметров можно получить пересечение этих кривых практически в одной точке и, тем самым, завершить задачу.

Практическое значение предложенных программ подтверждается их применением (по мере создания) в повседневной деятельности НИО-2 ЦАГИ по определению перспектив развития маневренных самолетов в нашей стране, по оценке возможных ЛТ и MX серийных, опытных и разрабатываемых зарубежных самолетов и их модификаций.

Достоверность методик обеспечена положенной в их основу линейной теорией, подправленной по результатам эксперимента, в известных границах ее применимости, и подтверждается сопоставлением полученных расчетов с экспериментальными данными и результатами конструкторских проработок.

Публикации по теме диссертации.

1. Николаев ДВ., Оиькова JI.H. «Параметрические исследования аэродинамических компоновок сверхзвукового маневренного самолета нормальной схемы». «Труды ЦАГИ», Москва, выпуск 2666,2005 год.

2. Николаев ДВ. «Анализ влияния параметров крыла на аэродинамические характеристики и ЛТХ самолета». Техника воздушного флота В печати.

3. Аэродинамика, устойчивость, управляемость сверхзвуковых самолетов. Часть II Применение информационных технологий: программ, пилотажных стендов, тренажеров. Научный редактор и составитель Г.С. Бюшгенс Наука, Москва, Физматлит, 2006 г

4. Д.В. Николаев. «Расчёт аэродинамических характеристик и анализ влияния параметров крыла». Техника воздушного флота. В печати.

5. Р.Д. Иродов, ДВ. Николаев. «Формирование облика самолета (Выбор аэродинамической компоновки и основных параметров)». Техника воздушного флота, 2006 г.

6. Николаев Д.В. «Методика и программа выбора аэродинамической компоновки и основных параметров маневренного самолета». XIV Школа-Семинар «Аэродинамика Летательных Аппаратов». Тезисы докладов. 27-28 февраля 2003 года, п. Володарского.

7. Николаев Д.В. Методика выбора параметров маневренного самолета. Конференция «Современные проблемы аэрокосмической науки». I Всероссийская научно-техническая конференция молодых ученых. Тезисы докладов. 1998 год. ЦАГИ.

8. «Разработка методики и программа расчетов параметров сверхзвукового истребителя по результатам аэродинамических испытаний геометрически подобной модели и при заданных характеристиках силовой установки». XLII научная конференция Московского физико-технического института «Современные проблемы фундаментальных и прикладных наук». Тезисы доклада. 26-27 ноября 1999 года, Москва - Долгопрудный, ФАЛТ.

1. Г.С.Бюшгенс, А.А.Гладков, Р.ДИродов, Н.КЛебедь, В.Г.Микеладзе, Л.Н.Онькова и др. Аэродинамика, устойчивость и управляемость сверхзвуковых самолётов. Научный редактор и составитель академик РАН Г.С.Бюшгенс. Москва. Издательство «Наука», Физматлит 1998.

2. Г.С.Бюшгенс, А.Л.Райх. Устойчивость и управляемость реактивных самолётов. Труды ЦАГИ, 1947,4п.л.

3. Е.ИКолосов, И.ИШкадова, Л.А.Медвежникова. Методы расчёта вертикальных манёвров самолёта. Труды ЦАГИ, 1956.

4. Н.Н.Подсевалов. Материалы систематических испытаний стреловидных крыльев при малых скоростях в аэродинамической трубе Т-102. Технические отчёты ЦАГИ, 1958, 1.75 п.л.

5. Н.Н.Подсевалов. Расчёт характеристик продольной устойчивости сверхзвуковых самолётов при малых скоростях. Технические отчёты ЦАГИ, 1959, 1.5 пл.

6. Р.И.Штейнберг, В.ДЩетинина, О.Ю.Полянский. Влияние толщины профиля на волновое сопротивление изолированного крыла и комбинации крыло-корпус при сверхзвуковых скоростях. Технические отчёты ЦАГИ, 1957,3.5 п.л.

7. М.А.Алексеев, М.Ф.Притуло. Влияние формы профиля на аэродинамические характеристики изолированных крыльев при сверхзвуковых скоростях полёта. Труды ЦАГИ, 1958.

8. Н.К.Лебедь. Исследования по аэродинамике высокоскоростных самолётов. Труды ЦАГИ, 1966

9. Н.Л.Кудрявцева, В.Г.Табачников, М.К.Фурсов. Атлас стационарных и нестационарных аэродинамических характеристик крыльев различной формы в плане со сверхзвуковыми кромками. Бюро научной информации ЦАГИ, 1965.

10. Ю.Ю.М.Рогожкин. Определение осреднённого угла скоса потока за поворотными несущими поверхностями, установленными на корпусе. Труды ЦАГИ, 1966., 3.5 п.л.

11. А.В.Петров Расчёт аэродинамического взаимодействия несущих поверхностей. Труды ЦАГИ, Выпуск 2126, 1982.

12. М.Н.Некрасова. Трансзвуковое обтекание корневой области крыла с прямой и обратной стреловидностью. Учёные записки ЦАГИ, том XVI, 1085, №4.

13. Л.Г.Колоколова. Метод обобщённых моделей свойств самолёта для этапа раннего проектирования. ТВФ №5-6. 1995.

14. Р.Д.Иродов, Л. А.Медвежникова. Расчёт взлётной и посадочной дистанций самолёта с высокой тяговооружённостью и эффективными средствами торможения. ТВФ №3-4. 1995.

15. Р.Д.Иродов, Г.А.Федоренко. Особенности интегральных компоновок сверхзвуковых манёвренных самолётов. ТВФ №2-3, 1998

16. Л.А.Курочкин. Исследование аэродинамических характеристик моделей серии «Эльф». ТВФ №2-3.1999

17. Ю.В.Андреев, Р.ДИродов, Л.А.Курочкин. Формирование аэродинамической компоновки истребителя четвёртого поколения МиГ-29. ТВФ №5-6, 2001

18. Дж. Нильсон. Аэродинамика управляемых снарядов. Москва. Оборонгиз. 1957.

19. Г.Крон. Исследование сложных систем по частям Москва. «Наука». 1972.

20. А Кюхеман. Аэродинамическое проектирование самолётов. Москва. Машиностроение. 1983

21. А.И.Калинин. Суммарные и распределённые аэродинамические характеристики изолированных поверхностей при малых дозвуковых скоростях. Труды ЦАГИ, 1973. 31.15 п.л.

22. П.ШСрасилыциков. Практическая аэродинамика крыла (Сборник статей). Издательский отдел ЦАГИ. 1974

23. В.Б Шавров. История конструкций самолётов в СССР. Москва, «Машиностроение», 1978.

24. Р.Т.Джонс. Теория крыла. Москва. Издательство «Мир». 1995.

25. АЛО. Тиммеоя, Н.И.Москвителев, В.А. Тиммеоя. Прикладные методы сравнительной оценки и боевые потенциалы авиационной военной техники. Москва, Издательство «Вооружение. Полигика. Конверсия». 2000.

26. Л.Е.Васильев, В.И.Васильева, В.А.Евстигнеев, А.В. Климин, В.Ф.Самохин. Межконтинентальный деловой сверхзвуковой самолёт Авиационная техника и технология, №3, 2001.

27. B.Etkin Dynamics of Flight. Stability and Control. New Jork, John Wileu and Sons, 1959

28. N.V Voevodenko.Computation of Supersonic and Hupersonic Flow near Complex Configurations. Proc. of 19-th Congress 1С AS, 1994, v.l, p. 406-И12.