RU2683017C1 - Способ определения аэродинамического облика летательного аппарата с воздушно-реактивным двигателем - Google Patents

Способ определения аэродинамического облика летательного аппарата с воздушно-реактивным двигателем Download PDF

Info

Publication number
RU2683017C1
RU2683017C1 RU2017146576A RU2017146576A RU2683017C1 RU 2683017 C1 RU2683017 C1 RU 2683017C1 RU 2017146576 A RU2017146576 A RU 2017146576A RU 2017146576 A RU2017146576 A RU 2017146576A RU 2683017 C1 RU2683017 C1 RU 2683017C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
aircraft
aerodynamic
appearance
aerodynamic appearance
air
Prior art date
Application number
RU2017146576A
Other languages
English (en)
Inventor
Алексей Николаевич Юрконенко
Original Assignee
Акционерное общество "Корпорация "Тактическое ракетное вооружение"
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Акционерное общество "Корпорация "Тактическое ракетное вооружение" filed Critical Акционерное общество "Корпорация "Тактическое ракетное вооружение"
Priority to RU2017146576A priority Critical patent/RU2683017C1/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2683017C1 publication Critical patent/RU2683017C1/ru

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64F—GROUND OR AIRCRAFT-CARRIER-DECK INSTALLATIONS SPECIALLY ADAPTED FOR USE IN CONNECTION WITH AIRCRAFT; DESIGNING, MANUFACTURING, ASSEMBLING, CLEANING, MAINTAINING OR REPAIRING AIRCRAFT, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; HANDLING, TRANSPORTING, TESTING OR INSPECTING AIRCRAFT COMPONENTS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B64F5/00—Designing, manufacturing, assembling, cleaning, maintaining or repairing aircraft, not otherwise provided for; Handling, transporting, testing or inspecting aircraft components, not otherwise provided for
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T90/00—Enabling technologies or technologies with a potential or indirect contribution to GHG emissions mitigation

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Theoretical Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Computer Hardware Design (AREA)
  • Evolutionary Computation (AREA)
  • Geometry (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Manufacturing & Machinery (AREA)
  • Transportation (AREA)
  • Feedback Control In General (AREA)

Abstract

Изобретение относится к способам проектирования летательных аппаратов. Способ определения аэродинамического облика летательного аппарата с воздушно-реактивным двигателем состоит в том, что определяют базовый аэродинамический облик летательного аппарата, на основе базового аэродинамического облика летательного аппарата создают варианты аэродинамического облика, производят расчет аэродинамических характеристик для каждого из N вариантов аэродинамического облика, определяют интегральный критерий оптимизациидля каждого варианта аэродинамического облика, выбирают вариант аэродинамического облика, для которого Кимеет максимальное значение; при этом G- оптимальный расход воздуха, C- оптимальный коэффициент сопротивления. Изобретение направлено на оптимизацию процесса создания облика летательного аппарата за счет использования интегрального критерия - показателя Кдля быстрой экспертной оценки конкурирующих компоновок.

Description

Изобретение относится к способам проектирования конструкции летательных аппаратов, например самолетов и высокоскоростных ракет, оснащенных воздушно-реактивными двигателями.
Разработка аэродинамического облика летательного аппарата является сложным итерационным процессом, направленным на поиск рационального сочетания параметров планера и воздухозаборного устройства (ВЗУ), оптимизируемых по своим частным критериям. Оптимизация планера ведется по критерию «максимальное аэродинамическое качество»
Figure 00000001
(где Cxopt - оптимальный коэффициент сопротивления, Cyopt - оптимальный коэффициент подъемной силы) на крейсерском режиме полета для минимизации потребной тяги и, соответственно, расхода топлива. Воздухозаборное устройство оптимизируется, в первую очередь, по критерию «расход воздуха» GB, повышенные значения которого необходимы для реализации потребных запасов тяги и повышения удельного импульса за счет обеднения смеси и повышения полноты сгорания топлива.
Но, как показала практика, при таком подходе попытки улучшения воздухозаборного устройства приводят к значительному ухудшению внешней аэродинамики, а улучшение аэродинамических характеристик планера (зачастую за счет уменьшения площади входа воздухозаборного устройства) приводит к «вырождению» силовой установки из-за уменьшения импульса и из-за невозможности обеспечить тепловой режим ее работы (работа на малых коэффициентах избытка воздуха в камере сгорания αКС).
Известен способ общего проектирования управляемых ракет [1], ориентированный на многоуровневую производительность. Способ общего проектирования позволяет решение широкого спектра задач проектирования, в том числе и проектирование внешнего облика ракеты.
Способ общего проектирования ракет обладает упомянутым выше недостатком и не позволяет добиться оптимизации планера и воздухозаборного устройства одновременно.
Известны методы проектирования самолетов [2], включая методы проектирования аэродинамической компоновки самолетов, а также критерии и методы оценки проектных и конструкторских решений при проектировании самолетов. В состав описанных в источнике [2] методов входит способ проектирования аэродинамической компоновки, наиболее близкий к настоящему изобретению и выбранный в качестве прототипа.
Недостатком способа проектирования аэродинамической компоновки является недостаточная эффективность оптимизации за счет того, что в числе критериев оценки проектных и конструкторских решений отсутствует критерий, позволяющий обеспечить оптимизацию планера и воздухозаборного устройства одновременно.
Технической проблемой, на решение которой направлено изобретение, является создание способа определения аэродинамического облика летательного аппарата с воздушно-реактивным двигателем повышенной эффективности, позволяющего сочетать оптимизацию планера с оптимизацией воздухозаборного устройства двигателя.
Техническая проблема решается за счет того, что определяют базовый аэродинамический облик летательного аппарата, на основе базового аэродинамического облика летательного аппарата создают N>1 отличных друг от друга вариантов аэродинамического облика, производят расчет аэродинамических характеристик для каждого из N вариантов аэродинамического облика, при этом определяют интегральный критерий оптимизации
Figure 00000002
для каждого варианта аэродинамического облика, и выбирают вариант аэродинамического облика, для которого KO имеет максимальное значение; при этом GB - оптимальный расход воздуха двигателя, Cxopt - оптимальный коэффициент сопротивления.
Техническим результатом способа определения аэродинамического облика летательного аппарата с воздушно-реактивным двигателем является повышение эффективности оптимизации процесса создания облика летательного аппарата с воздушно-реактивным двигателем за счет использования интегрального критерия-показателя KO для быстрой и безошибочной экспертной оценки конкурирующих компоновок, что, в свою очередь, приводит к сокращению временных и финансовых затрат при формировании облика летательного аппарата, упрощению выбора направлений развития существующих и альтернативных разработок.
При описании способа определения аэродинамического облика летательного аппарата с воздушно-реактивным двигателем использованы следующие обозначения:
Сх - коэффициент сопротивления;
Cxopt - оптимальный коэффициент сопротивления;
Су -коэффициент подъемной силы;
Cyopt - оптимальный коэффициент подъемной силы;
g - ускорение свободного падения;
GB - оптимальный расход воздуха - критерий оптимизации «расход воздуха»;
Н - высота полета летательного аппарата;
J - удельный импульс;
Km a x - критерий оптимизации «максимальное аэродинамическое качество»;
KO - интегральный критерий оптимизации;
L - стехиометрический коэффициент топлива;
m - масса летательного аппарата;
Р - тяга двигательной установки;
qt - секундный расход воздуха;
V - скорость полета летательного аппарата;
αКС - коэффициент избытка воздуха в камере сгорания.
Способ определения аэродинамического облика летательного аппарата с воздушно-реактивным двигателем заключается в следующем. Исходя из заданных тактико-технических требований, определяют базовый аэродинамический облик летательного аппарата, в том числе выбирают базовую аэродинамическую схему, тип и расположение входа в воздухозаборное устройство, определяют габаритные размеры, массу га летательного аппарата, задают скорость V и высоту полета Н, которые будут общими для всех возможных вариантов. Основные принципы определения базового аэродинамического облика для самолетов приведены в [2], стр. 94-158, основные принципы для высокоскоростных ракет аналогичны.
На основе базового аэродинамического облика создают любым известным способом или способами (например, как описано в [2], стр. 182-203, 364-419, 423-439) N различных вариантов аэродинамического облика, отличающихся друг от друга геометрическими параметрами фюзеляжа, аэродинамических поверхностей, воздухозаборного устройства (включая параметры входа в воздухозаборное устройство, центрального тела, канала воздухозаборного устройства), соотношениями геометрических параметров, взаимным расположением элементов, прочими геометрическими особенностями (при этом N>1, максимальное значение N не ограничено, чем выше N, тем достовернее результат способа определения аэродинамического облика летательного аппарата с воздушно-реактивным двигателем и тем больше временные затраты на его осуществление).
Любым известным способом, например, с помощью специализированного программного обеспечения (пример приведен в [2], стр. 546-578), производят расчет аэродинамических характеристик для каждого из N вариантов аэродинамического облика, в том числе Сх, Cxopt, Су, Cyopt, GB, J.
Для каждого из N вариантов аэродинамического облика определяют интегральный критерий оптимизации KO.
Вывод критерия KO:
С одного кг топлива при стехиометрическом коэффициенте L и при коэффициенте избытка воздуха в камере сгорания αКС получаем удельный импульс J
Figure 00000003
. Таким образом, при секундном расходе воздуха qt=GB тяга будет равна:
Figure 00000004
а секундный расход будет равен:
Figure 00000005
т.е. расход топлива при равных расходах воздуха зависит только от αКС (уровня теплового дросселирования камеры).
Для летательного аппарата с воздушно-реактивным двигателем с весом mg, летящего на режиме Km a x, при условии H=const и V=const, справедливо записать:
Figure 00000006
Отсюда имеем:
Figure 00000007
Анализ альтернативных аэродинамических компоновок при оптимизации облика практически всегда проводится для одной массы изделия (Cyoptl=Cyopt2) и для одинаковых условий полета Н=const, V=const, Cyopt=const. Исходя из этого, а также принимая J1≈J2, для двух конкурирующих аэродинамических обликов можно записать:
m1g=m2g
Figure 00000008
Figure 00000009
Figure 00000010
Таким образом, для каждой компоновки при Н=const, V=const, Cyopt=const:
Figure 00000011
Вывод: При условии Н=const, V=const, Cyopt=const из N конкурирующих аэродинамических обликов лучшим является аэродинамический облик с наибольшим значением интегрального критерия оптимизации KO=KO m a x, т.к. его αКС на крейсерском режиме полета будет выше αКСi i-того аэродинамического облика в
Figure 00000012
раз при i=1~N.
Выбирают аэродинамический облик с наибольшим значением интегрального критерия оптимизации KO, принимают его за окончательный вариант аэродинамического облика.
Оптимизация по интегральному критерию KO позволяет отойти от общепринятой практики концептуального проектирования по частным взаимоисключающим критериям, и работать одновременно с основным набором главных проектных параметров. Способ определения аэродинамического облика летательного аппарата с воздушно-реактивным двигателем может быть реализован на современной промышленной базе и найти широкое применение в области проектирования летательных аппаратов.
Библиография
[1] Патент Китая № CN 104166764 от 08.02.2017, класс МПК G06F 17/50.
[2] «Проектирование самолетов», издание третье, переработанное и дополненное, под ред. д-ра техн. наук проф. С.М. Егера. Москва, «Машиностроение», 1983. - 616 с.

Claims (1)

  1. Способ определения аэродинамического облика летательного аппарата с воздушно-реактивным двигателем, при котором определяют базовый аэродинамический облик летательного аппарата, на основе базового аэродинамического облика летательного аппарата создают N>1 отличных друг от друга вариантов аэродинамического облика, производят расчет аэродинамических характеристик для каждого из N вариантов аэродинамического облика, отличающийся тем, что определяют интегральный критерий оптимизации
    Figure 00000013
    для каждого варианта аэродинамического облика и выбирают вариант аэродинамического облика, для которого KO имеет максимальное значение, при этом GB - оптимальный расход воздуха двигателя,
    Figure 00000014
    - оптимальный коэффициент сопротивления.
RU2017146576A 2017-12-28 2017-12-28 Способ определения аэродинамического облика летательного аппарата с воздушно-реактивным двигателем RU2683017C1 (ru)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2017146576A RU2683017C1 (ru) 2017-12-28 2017-12-28 Способ определения аэродинамического облика летательного аппарата с воздушно-реактивным двигателем

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2017146576A RU2683017C1 (ru) 2017-12-28 2017-12-28 Способ определения аэродинамического облика летательного аппарата с воздушно-реактивным двигателем

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2683017C1 true RU2683017C1 (ru) 2019-03-25

Family

ID=65858541

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2017146576A RU2683017C1 (ru) 2017-12-28 2017-12-28 Способ определения аэродинамического облика летательного аппарата с воздушно-реактивным двигателем

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2683017C1 (ru)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN111488667A (zh) * 2019-12-29 2020-08-04 湖北航天飞行器研究所 一种气象探测火箭的参数化气动设计方法
RU2790358C1 (ru) * 2022-06-03 2023-02-17 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Казанский национальный исследовательский технический университет им. А.Н. Туполева - КАИ" Способ определения аэродинамических характеристик летательного аппарата по результатам летного эксперимента

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
SU98839A1 (ru) * 1953-09-05 1953-11-30 Д.С. Китаинов Способ построени правильных криволинейных поверхностей фюзел жа и других агрегатов самолета
US7979255B2 (en) * 2007-03-16 2011-07-12 Airbus Operations Sas Method, system and computer program product for the optimization of power system architectures at the aircraft level during pre-design
US8489373B2 (en) * 2009-04-21 2013-07-16 Airbus Operations S.A.S. Method and tool for simulation of the aerodynamic behaviour of an aircraft in flight close to the ground
RU2558498C2 (ru) * 2013-12-24 2015-08-10 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Московский государственный университет леса" (ФГБОУ ВПО "МГУЛ") Способ построения оптимальной аэродинамической поверхности гиперзвукового летательного аппарата

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
SU98839A1 (ru) * 1953-09-05 1953-11-30 Д.С. Китаинов Способ построени правильных криволинейных поверхностей фюзел жа и других агрегатов самолета
US7979255B2 (en) * 2007-03-16 2011-07-12 Airbus Operations Sas Method, system and computer program product for the optimization of power system architectures at the aircraft level during pre-design
US8489373B2 (en) * 2009-04-21 2013-07-16 Airbus Operations S.A.S. Method and tool for simulation of the aerodynamic behaviour of an aircraft in flight close to the ground
RU2558498C2 (ru) * 2013-12-24 2015-08-10 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Московский государственный университет леса" (ФГБОУ ВПО "МГУЛ") Способ построения оптимальной аэродинамической поверхности гиперзвукового летательного аппарата

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN111488667A (zh) * 2019-12-29 2020-08-04 湖北航天飞行器研究所 一种气象探测火箭的参数化气动设计方法
CN111488667B (zh) * 2019-12-29 2023-06-09 湖北航天飞行器研究所 一种气象探测火箭的参数化气动设计方法
RU2790358C1 (ru) * 2022-06-03 2023-02-17 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Казанский национальный исследовательский технический университет им. А.Н. Туполева - КАИ" Способ определения аэродинамических характеристик летательного аппарата по результатам летного эксперимента

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN103847957B (zh) 通过双边不对称设计使波阻最小化的系统和方法
WO2010116018A2 (es) Avión con configuración alar en caja lambda.
CN109543271A (zh) 一种应用于共轴带推力桨高速直升机的配平操纵设计方法
RU2683017C1 (ru) Способ определения аэродинамического облика летательного аппарата с воздушно-реактивным двигателем
CN110304267A (zh) 高超声速飞行器设计方法及系统
CN112347553B (zh) 一种飞机纵向静稳定裕度随迎角变化的设计方法
Flamm et al. Overview of ERA integrated technology demonstration (ITD) 51A ultra-high bypass (UHB) integration for hybrid wing body (HWB)
RU113238U1 (ru) Малозаметный беспилотный летательный аппарат
Minardo The tandem wing: theory, experiments and practical realisations
CN111221350B (zh) 吸气式高超声速飞行器巡航导弹的弹道设计方法及系统
RU187041U1 (ru) Крылатая ракета с дополнительным сбрасываемым топливным баком, интегрированным в корпус ракеты
CN107871057B (zh) 一种两级入轨可重复使用飞行器规模估算方法
Blaesser et al. Interference drag associated with engine locations for multidisciplinary design optimization
US20160144968A1 (en) Method of flying an aircraft
RU2683910C1 (ru) Крыло летательного аппарата с прямой и обратной стреловидностью
Coelho Conceptualization and application of unmanned aerial vehicles design methodology
Hu et al. High Speed Aircraft/Combined Power Integration Analysis
Долгих OPTIMIZATION OF THE FUSELAGE NOSE SECTION WITH REGARD TO AIRCRAFT AERODYNAMICS
Hao et al. Conceptual Design of A Joined-Wing Sensor Craft
US20220268236A1 (en) Supersonic aircraft and method of reducing sonic booms and jet noise
Liu et al. Comparison between adaptive and biobjective optimization wing's aerodynamic features
KR101483095B1 (ko) 소형 헬리콥터 설계 방법
Sepulveda Palacios Conceptual design synthesis and multidisciplinary optimisation of unmanned combat aerial vehicles.
RU160320U1 (ru) Конвергентное воздухозаборное устройство
Leishman Piston Engines & Propellers