1. Программа Plane Thrust для исследования динамики полёта. Программа Plane Thrust для исследования динамики полёта модели самолёта (продолжение).
2. На основе этой модели разработана компьютерная система. Пример результатов расчетов аэродинамических характеристик самолета программой .
3. Комплекс программ включает расчеты аэродинамических и аэроупругих. Операцией редуцирования матрицы жесткости, данные модели связываются .
4. Рассмотрим особенности расчета обтекания прямого крыла бесконечного. Геометрическая модель, созданная в программе трехмерного .
5. Определение и расчет неуправляемых поляр модели.
6. Разработка методик, моделей и инженерных программ расчета .

Расчет аэродинамических характеристик несущих элементов самолета. Расчет Су и XFa Су и Хр9 полной модели (самолета) проводится в . Какой программой воспользоваться для потенциального расчёта.

Факультет аэромеханики и летательной. Жуковского и кафедре «Механика полета» факультета аэромеханики и летательной техники Московского физико- технического института (государственного университета) Министерство высшего и среднего образования Российской Федерации. Жуковского). . Жуковского, 1. Жуковский, Московская область, ул. Жуковского, д. 1. 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 . 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. 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. Игра Moorhuhn Kart Xxl. Все характеристики продольных моментов и .

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- . Перебором параметров можно получить пересечение этих кривых практически в одной точке и, тем самым, завершить задачу. Работа содержит две больших базовых программы для персонального компьютера . 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. Приведены описания программ и инструкции для пользователя. 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 . По тем же причинам при отсутствии или дефиците экспериментальных материалов необходима формализованная методика расчёта аэродинамических характеристик самолёта (модели) или метод пересчёта от прототипа, т. 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.

Расчет аэродинамических характеристик несущих элементов самолета. Особенности изложения - (Приложение 2) в текст работы включены минипрограммы MATHCAD 2. В области околозвуковых скоростей Ба. РС в основном соответствуют результатам эксперимента, а при малых дозвуковых и больших сверхзвуковых скоростях они практически совместились с результатами расчётов. Два параметрических набора плоских базовых расчетных сеток для шести значений параметра .

Пространственные варианты плоских Ба. РС для четырёх значений сужения показан на рис 4. Видно, что во втором случае плоские сетки были бы неудобны для практического применения и интерполяции.

Расчет аэродинамических характеристик крыла с использованием программного комплекса ANSYS CFXВалерий Вождаев. Создание летательного аппарата нового поколения невозможно без анализа его аэродинамических характеристик еще на ранних стадиях проектирования. От глубины исследования формы несущих поверхностей и обводов планера напрямую зависят летно.

Развитие теоретических основ численных методик расчета аэродинамических характеристик летательных аппаратов можно разделить на несколько этапов: линейная теория (6. С появлением программных средств, базирующихся на численных решениях уравнений Навье — Стокса, стало возможно получить расчетным путем ряд важных аэродинамических характеристик самолета, в частности вычислить максимальное значение коэффициента подъемной силы Cy max. При расчетах аэродинамических характеристик объектов сложной пространственной конфигурации с использованием такого подхода требуются большие объемы оперативной памяти компьютера, поскольку допустимые размеры расчетной сетки пропорциональны объему оперативной памяти компьютера. Рост возможностей вычислительной техники, наблюдаемый в последние годы, позволяет применять программы, основанные на численных решениях уравнений Навье — Стокса, для расчета характеристик обтекания таких объектов, как самолет. Одной из популярных коммерческих программ в этой области является ANSYS CFX (лицензия ЦАГИ . Валерий Вождаев. К. Окончил Московский авиационный институт по специальности «гидроаэродинамика».

Работает в направлении, связанном с многодисциплинарным проектированием летательных аппаратов на основе численных решений уравнений Навье — Стокса и метода конечных элементов. Использование CFX в области авиастроения является рациональным, поскольку пакет ANSYS, помимо аэродинамического модуля CFX, содержит ряд других вычислительных модулей (STRUCTURAL, FATIQUE и д. Рассмотрим особенности расчета обтекания прямого крыла бесконечного размаха с профилем GA(W). Этот профиль был создан известным американским аэродинамиком Уиткомбом для применения на дозвуковых скоростях полета. Комплекс ANSYS оснащен встроенными интерфейсами ряда основных CAD. Твердотельная геометрическая модель отсека крыла, сохраненная в формате Parasolid, была импортирована в профессиональный сеточный генератор ANSYS ICEM, где методом Octree была построена неструктурированная расчетная сетка, состоящая из 3 млн объемных тетраэдрических элементов (рис. Вблизи поверхности крыла параметры Tetra Size Ratio и Height Ratio были равны 1.

Максимальный размер элементов на передней кромке крыла составил 1 мм. Для обеспечения нужной точности решения и сходимости расчета элементы расчетной сетки имели Aspect Ratio более 0. Min Angle более 2.

Кроме того, необходимо, чтобы габаритные размеры расчетной области многократно превышали характерный размер исследуемого объекта. В данном случае использовалась прямоугольная расчетная область длиной 3.

Размах крыла равен 4 м, а хорда крыла — 3,3 м. Фрагмент расчетной области.

Рис. Схема обтекания отсека крыла при виде сверху. В пристеночных областях при построении расчетной сетки для наилучшего моделирования пограничного слоя образованы слои призматических элементов (см. При решении задачи обтекания крыла (где одной из расчетных величин является касательное напряжение) очень важно контролировать величину Y+.

Значение Y+ характеризует относительную высоту первой ячейки пограничного слоя, которая задается в ICEM при построении призматических элементов. После окончания вычислений в среде постпроцессора CFX. Распределение Y+ на модели крыла.

При использовании методик, основанных на численных решениях уравнений Навье — Стокса, качество полученного результата во многом зависит от выбора модели турбулентности. Однако ни одна из них не является универсальной для всех существующих классов задач. Из многообразия моделей турбулентности, используемых при расчетах аэродинамических характеристик, можно выделить известные модели турбулентности k- . Они являются двупараметрическими моделями турбулентности, которые базируются на рассмотрении кинетической энергии турбулентных пульсаций k.

В качестве второго уравнения применяют уравнение либо переноса скорости диссипации турбулентной энергии . Модель переноса касательных напряжений SST (двухслойная модель Ментера) использует модель k- . В новые версии программы CFX включен бета. Эта модель является однопараметрической, использующей одно дифференциальное уравнение переноса. Расчеты с применением программного комплекса ANSYS CFX проводились на сервере с 8.

Для получения стационарного решения в зависимости от типа модели турбулентности и угла атаки крыла потребовалось осуществить 4. Зависимость коэффициента подъемной силы от угла атаки. Вычисления проводились при числе Маха 0,2 и числе Рейнольдса 2,2. В препроцессоре ANSYS CFX отсутствует возможность напрямую задавать число Рейнольдса. Текст Экскурсий В Школьном Музее. В связи с этим число Рейнольдса вычислялось в CFX.

В результате проведенных расчетов были получены величины сил и моментов, действующих на отсек крыла на заданных углах атаки.

Вы точно человек?