RU2011150804A

RU2011150804A - Способ проектирования крыла с естественным ламинарным обтеканием для чисел рейнольдса, характерных для сверхзвуковых летательных аппаратов

Info

Publication number: RU2011150804A
Application number: RU2011150804/02A
Authority: RU
Inventors: Кендзи ЁСИДА; Киса МАЦУСИМА; Ёсине УЕДА; Хироаки ИСИКАВА
Original assignee: Джапэн Аэроспейс Эксплорейшн Эдженси
Priority date: 2010-12-14
Filing date: 2011-12-13
Publication date: 2013-06-20
Also published as: US20120166148A1; US9031817B2; JP5747343B2; EP2466288A3; JP2012126205A; EP2466288B1; EP2466288A2

Abstract

1. Способ проектирования крыла с естественным ламинарным обтеканием, включающий:процесс выбора исходной формы поперечного сечения крыла;процесс анализа способом расчетной газодинамики с целью определения полученного распределения давления поля обтекания вблизи данной формы поперечного сечения крыла;процесс анализа турбулизации для оценки места расположения точки турбулизации переходного слоя на поверхности крыла;процесс выбора требуемых распределений давления для верхней и нижней поверхностей крыла на основании полученного распределения давления; иоснованный на расчетной газодинамике процесс обратного проектирования, включающий процесс анализа способом расчетной газодинамики и процесс коррекции формы, корректирующий форму поперечного сечения крыла таким образом, что распределение давления, полученное в результате анализа способом расчетной газодинамики, приближается к требуемому распределению давления,в котором в числе требуемых распределений давления требуемое распределение давления на верхней поверхности крыла определяет "расстояние по хорде крыла от передней кромки крыла до задней кромки крыла" как область в каждом положении по размаху крыла, и, кроме того, определяется типом функции с параметрами, зависящими от положения по размаху крыла, в качестве коэффициентов;последующий анализ чувствительности положения точки турбулизации пограничного слоя на верхней поверхности крыла к изменениям значений каждого из вышеупомянутых параметров с помощью процесса анализа турбулизации; иопределение путем поиска оптимального сочетания значений параметров, обеспечивающего максимальное смещ�

Claims

1. Способ проектирования крыла с естественным ламинарным обтеканием, включающий:

процесс выбора исходной формы поперечного сечения крыла;

процесс анализа способом расчетной газодинамики с целью определения полученного распределения давления поля обтекания вблизи данной формы поперечного сечения крыла;

процесс анализа турбулизации для оценки места расположения точки турбулизации переходного слоя на поверхности крыла;

процесс выбора требуемых распределений давления для верхней и нижней поверхностей крыла на основании полученного распределения давления; и

основанный на расчетной газодинамике процесс обратного проектирования, включающий процесс анализа способом расчетной газодинамики и процесс коррекции формы, корректирующий форму поперечного сечения крыла таким образом, что распределение давления, полученное в результате анализа способом расчетной газодинамики, приближается к требуемому распределению давления,

в котором в числе требуемых распределений давления требуемое распределение давления на верхней поверхности крыла определяет "расстояние по хорде крыла от передней кромки крыла до задней кромки крыла" как область в каждом положении по размаху крыла, и, кроме того, определяется типом функции с параметрами, зависящими от положения по размаху крыла, в качестве коэффициентов;

последующий анализ чувствительности положения точки турбулизации пограничного слоя на верхней поверхности крыла к изменениям значений каждого из вышеупомянутых параметров с помощью процесса анализа турбулизации; и

определение путем поиска оптимального сочетания значений параметров, обеспечивающего максимальное смещение назад точки турбулизации пограничного слоя на верхней поверхности крыла при заданном числе Рейнольдса.

2. Способ по п.1, в котором в числе вышеупомянутых требуемых распределений давления, определяется требуемое распределение давления на нижней поверхности крыла, основанное на требуемом распределении давления на верхней поверхности крыла, а также распределение разности давлений между верхней и нижней поверхностями, обеспечивающее оптимальное сочетание распределения угла аэродинамической крутки и кривизны крыла по размаху.

3. Способ по п.1 или 2, в котором, когда направление по хорде крыла представлено осью X, направление по размаху крыла представлено осью Y, и длина хорды крыла (=с(у)) используется для определения точки в направлении оси Х по хорде крыла от передней кромки крыла в каждой точке по размаху крыла (Y=у) в безразмерном виде (ξ≡х/с(у)),

в каждой точке по размаху крыла создается форма требуемого распределения давления на верхней поверхности крыла таким образом, что в крайне узкой области от передней кромки крыла, в которой устанавливается Δξ<0,01, градиенты быстрого ускорения и замедления давления постоянны, а в последующей широкой области, в которой устанавливается Δξ≤ξ≤1, происходит медленное возрастание давления при одновременном снижении величины ускорения, и медленно ускоряющийся градиент, асимптотически приближающийся к заданной величине, является постоянным.

4. Способ по п.3, в котором, помимо вышеуказанного требуемого распределения давления на верхней поверхности крыла, для точки достижения максимальной скорости градиента быстрого ускорения в каждой точке по размаху крыла и постоянного значения градиента медленного ускорения, средние значения распределений давления в ранее определенных диапазонах длины хорды крыла в тех же точках по размаху крыла для исходного распределения давления, полученного посредством анализа способом расчетной газодинамики исходной формы распределения, устанавливаются как исходные значения минимальной величины давления и постоянная величина процесса анализа турбулентности, а затем, когда произойдет максимальное сдвижение точки турбулизации пограничного слоя, оба вышеуказанные значения принимаются в качестве оптимальных.

5. Способ по п.1, в котором, помимо требуемого распределения давления на верхней поверхности крыла, в каждой точке на передней кромке крыла по размаху крыла задается значение давления, полученное путем умножения давления в критической точке, определяемого числом М невозмущенного потока и углом стреловидности передней кромки, на постоянную величину.

6. Способ по п.3, в котором, когда каждая точка по размаху крыла (Y=у) преобразуется в безразмерный вид (η=у/s) с помощью полуразмаха (s),

требуемое распределение давления на верхней поверхности крыла (Ср(ξ,η)) определяется следующей показательной функцией, имеющей параметры коэффициентов {A₀(η),A₁(η),A₂(η),А₃(η),A₄(η),B₁(η),В₂(η),В₃(η)}, зависящие от расположения каждой точки по размаху крыла, и параметры {P₁,P₂}, не зависящие от расположения каждой точки по размаху крыла,

Cp(ξ,η)=A₀(η)·1+A₁(η)·[exp(B₁(η)ξ)-1]+A₂(η)·[exp(B₂(η)ξ)-1]+A₃(η)·[exp(B₃(η)ξ^P1)-1]+A₄(η)·ξ^P2,

производится анализ чувствительности положения точки турбулизации пограничного слоя на верхней поверхности крыла к изменениям значений каждого из вышеупомянутых параметров с помощью процесса анализа турбулизации, и

производится поиск оптимального сочетания значений параметров, обеспечивающего максимальное смещение назад точки турбулизации пограничного слоя на верхней поверхности крыла при заданном числе Рейнольдса.

7. Крыло для сверхзвукового летательного аппарата, изготовляемое с применением способа проектирования крыла с естественным ламинарным обтеканием по любому из пп.1-6, в котором форма поперечного сечения крыла в направлении по хорде крыла в каждой точке по размаху крыла выбирается таким образом, что кривизна вблизи передней кромки имеет заранее заданное значение 1/3 или менее по сравнению с нормальной формой поперечного сечения в области линейного элемента 0,1% длины хорды крыла или более, включая переднюю кромку, и таким образом, что кривизна в области линейного элемента 0,2% длины хорды крыла от области линейного элемента к задней кромке крыла дополнительно быстро уменьшается до 1/10 или менее от заранее заданного значения.