Диссертация (Теоретический анализ точностных характеристик движения пассажирского самолета с измерительно-вычислительным комплексом бароинерциального типа в режиме посадки), страница 4

Угол тангажа: 0  кас. 12, град ;3. Угол атаки: кас.  11, град ;284. Положение руля высоты: 20  в  20, град .5. Пролет над полосой: 200 м< Xкас. <600м1.5. Техническая постановка задачи решаемой в диссертацииРазработать и реализовать программную модель взаимосвязи точностидвижения проектируемого самолета в режиме посадки с характеристикамивоздушного потока, параметрами приемного тракта измерения статическогодавления в ПВД СВС (ИВК), параметрами БИНС (средней точности) и алгоритмомсовместной обработки сигналов в ИВК минимального состава (БИНС + СВС).1.6.

Математическая постановка задачиДля реализации постановленной технической задачи в данной работерешаются следующие математические задачи:1. Разработка достоверной математической модели обтекания самолета врежимепосадкинаосновесопоставленияполученныхрасчетныхаэродинамических характеристик самолета с частично доступными на этапепроектирования экспериментальными данными.2. Разработка статических и динамических моделей процессов в ПВД.3. Проведение анализа влияния параметров ПВД на его погрешностиизмерения давления.4.

Проведение оптимизации размещения ПВД на корпусе самолета.5. Разработка алгоритма коррекции статических и динамических искаженийПВД СВС.296. Анализ влияния различных алгоритмов коррекции измерения давления вСВС на точность функционирования контура стабилизации программнойтраектории: САМОЛЕТ- СВС-БИНС.7. Моделирование движения самолета в режиме посадки с ИВКбароинерциального типа.В соответствии с поставленными задачами в главе 2 изложен выбор моделитурбулентности воздушным потоком пассажирского самолета с помощьюпрограммного комплекса ANSYS FLUENT (лицензия № 00632255) на основесопоставления с доступными экспериментальными данными.В главе 3 разработаны алгоритм и реализация численного решения задачинахождения наиболее целесообразных областей размещения ПВД, расчетапогрешностей в статическом режиме полета в зависимости от углов атаки искольжения, скорости и т.д.

А также разработана наиболее эффективная поточности модель динамики измерения статического давления pст в СВС.В главе 4 рассмотрена задача оценки точности движения самолета по высотев режиме посадки с высоты H=100м до касания ВПП по измерениям и алгоритмуИВК бароинерциального типа. Проведен анализ влияния параметров ПВД иалгоритмов коррекции на итоговую точность работы посадочного автономногоконтура управления. Решение данной задачи проведено на основе комплексногоматематического моделирования контура «САМОЛЕТ – СРЕДА - ИВК».30ГЛАВА 2. ВЫБОР И ОПТИМИЗАЦИЯ ПАРАМЕТРОВ МОДЕЛИТУРБУЛЕНТНОСТИ ОБТЕКАНИЯ САМОЛЕТАЦелью данной главы является нахождение модели турбулентности обтеканиявоздушным потоком пассажирского самолета с помощью программного комплексаANSYS FLUENT. Полученные результаты позволяют применить данную модельобтекания для оптимизации приемника воздушного давления.2.1.

Численные методы моделирования внешнего обтекания воздушнымпотоком самолетаВ настоящее время для выполнения расчетов параметров течения иаэродинамических характеристик самолета используется универсальная программаANSYS FLUENT [34-38]. Программа ANSYS FLUENT позволяет вычислятьаэродинамические силы и моменты, а также расчет распределения давления искоростей по самолету. Однако практическое использование пакета FLUENTсвязано с целым рядом проблем: построение расчетной сетки, выбор численногометода, назначение краевых условий, выбор модели турбулентности и т. д.Кроме того, программа ANSYS FLUENT имеет естественные ограниченияпри использовании [39,40].

Так, например, область применения моделейтурбулентности ограничена, программа не позволяет моделировать обтекание вобластиламинарно-турбулентногопереходаит.д.Анализрезультатовтестирования моделей турбулентности [39] показал, что наиболее удачными какследствие и популярными являются всего 4-5 таких моделей [34,35]. Но даже дляэтих моделей, результаты расчетов имеют большой разброс, т.е. большиепогрешности в оценках потока.31В этой главе рассмотрено обоснование модели структуры и параметровобтекания воздушным потоком пассажирского самолета с помощью программногокомплекса ANSYS FLUENT (лицензия 00632255) на основе сопоставлениярасчетных по моделям и экспериментальных аэродинамических характеристиксамолета.2.1.1.

Система уравнений для моделирования обтекания самолета.Основные уравнения для описания обтекания самолета являются известнымии развитыми. Однако решение задачи моделирования обтекания самолетаневозможно аналитическом методом. В настоящее время большое вниманиеуделяется численным методам решения. Результатом численного решенияявляются значения аэродинамических коэффициентов и моментов, а такжераспределение давления, скорости и давления на поверхности самолета.В работе предполагается, что обтекание самолета является турбулентным.Поэтому при решении уравнений, описывающих обтекания самолета, используетсяметод контрольных объемов [35], и для анализа параметров течения используютсяосредненные по Рейнольдсу уравнения Навье- Стокса [35].Осредненные по Рейнольдсу уравнения Навье- Стокса [35]: QdVFF  n  dS  0 ,St V(2.1)где: V – контрольный объем; S – площадь контрольного объема;0V  u ijkuVpixxxyxz    Q    v  , F    vV  pj  , F    yx i   yy j   yz k  ,  wwVpk zx i   zy j   zz k    e    HVfifjfk 123здесь:(2.2)32f1  u xx  v xy  w xz  qxf 2  u yx  v yy  w yz  q yf 3  u zx  v zy  w zz  qz.В уравнении (2.2) V – вектор скорости осредненного потока; u, v, w –составляющие вектора скорости V ; u , v , w – составляющие вектора пульсационнойскорости; p- статическое давление;  – плотность воздуха; e – полная энергия; H –полная энтальпия;  ij – тензор напряжений.

Согласно гипотезы Стокса, выражениядля напряжений:2 u  ij    2 Sij   ij k    uiu j ,3 xk (2.3)здесь  ij , Sij : оператор Кронекера и тензор скоростей деформаций1, For ij  0, Fori ji j1  u u j Sij   i  .2  x j xi ,(2.4)  uiu j – тензор напряжения Рейнольдса – коэффициент динамической вязкости [19]:T   0   T0 3/ 2T0  Ts.T  Ts(2.5)Для воздуха 0  1.72  105 Н.с/м2, Ts  122 К при T0  273 К.Тепловой поток qi :qi   KTxi(2.6)Коэффициент теплопередачи:KCp  Pr.(2.7)Уравнение состояния совершенного газа:p   RT(2.8)33Полная энергия и энтальпия:ep1  2 V ,H  e p/   1 2 (2.9)Выберем характерные параметры на бесконечности:  ,T , размах крыласамолета L и другие характерные параметры:U    RT ,p  U 2 ,t  L / U  ,   T  .Система уравнений (2.1) записана в безразмерном виде так:  1QdVFF   n  dS  0 .S  Re t Vгде: Re  (2.10) U  L– число Рейнольдса.Формула Сатерленда и уравнение состояния в безразмерном виде: T  0   T0 3/ 2T0  Ts,T  Ts p  T .(2.11)(2.12)2.1.2.

Начальные условия и граничные условияВ данной работе начальные параметры во всех точках плоскости t0  constпринимаются значения параметров невозмущенного потока.На границах расчетной области задаются следующие условия.1. Условие на границе «вход».В данной работе рассмотрено обтекания пассажирского самолета, поэтомупоток является дозвуковым. Поток в границе «вход» является слабо возмущенным.34Параметры потока до этой границы (“in”) и за ней (“out”) на самой границе связанысоотношениями:2aout n 2anv    1  vout    12aout n 2ainnvin    1  vout    1, pp out        out a   pout outout(2.13)Составляющие скоростей потока и скорости звука в области за входнойграницей:vinn  vn 1nvout  a  ain 2 1,aa 1 ninnaout  4  vin  v  2(2.14)Давление и плотность в области за входной границей:2aout  pout   out  out   p2  aout     1.(2.15) 1nТаким образом, в области за входной границей задают pout ,  out , voutдляграничного условия.

На границе «вход» задают полное давление, полнуютемпературу и компоненты вектора скорости.2.Условие на границе «выход»Параметры потока на этой границе:35 pout  p n 2a2anin vout out ,vin  1 1 poutpin in   out (2.16)где: p - статическое давление на выходной границе.Статическое давлениеpпринимается одинаковым во всех ячейках,принадлежащих границе «выход». pout  p1/  p  out  in  in  1 .2ain   p  2   nnvout  vin    1 1       in   vout  vin(2.17)3. Условие на поверхности самолетаНа поверхности тела задают условие прилипания: нормальная и касательнаяскорости на поверхности самолета равны нулю.4.Условие на боковых границах расчетной областиНа внешней «бесконечной» границе задают температуру, составляющиевектора скорости.2.1.3.

Конечно-разностная аппроксимация системы уравненийПредположено, что течение контрольного объема однородное, перепишемсистему уравнений (2.10) так:36M  1Q V    F F    Ak  0 .tRek 1 k(2.18)1где: M -количество контрольных объемов;  F F   - поток через поверхность;RekAk -вектор нормали к поверхности.Выберем контрольный объем V и площадь S, например ячейку индексами i, j,k (рис. 2.1.).Итерация по времени записана так:nt n1nQ i , j , k  Qi , j ,k  V H i , j ,ki , j ,k,nnnnnH n  H n i , j ,k  i 1/ 2, j ,k  H i 1/ 2, j , k    H i , j 1/ 2,k  H i , j 1/ 2, k    H i , j ,k 1/ 2  H i , j , k 1/ 2 где: Hni 1/ 2, j , k(2.19)n n1F F  Ai 1/ 2, j ,k .Rei 1/ 2, j , kРис.2.1.