Управленческие решения
<<  Перспективные разработки компании ECI в области построения мультисервисных оптоволоконных сетей Компьютерные технологии интеллектуальной поддержки управленческих решений  >>
Разработка численного метода оптимизации параметров взлётно-посадочной
Разработка численного метода оптимизации параметров взлётно-посадочной
Введение
Введение
Цели исследования
Цели исследования
Анализ мирового уровня: методы расчёта
Анализ мирового уровня: методы расчёта
Анализ мирового уровня: методы оптимизации
Анализ мирового уровня: методы оптимизации
Пути решения поставленной задачи
Пути решения поставленной задачи
Потребные ресурсы
Потребные ресурсы
Технологии
Технологии
Основные этапы и сроки выполнения работ
Основные этапы и сроки выполнения работ
Ожидаемые результаты
Ожидаемые результаты
Спасибо за внимание
Спасибо за внимание
Исследуемые профили и экспериментальная установка
Исследуемые профили и экспериментальная установка
Выбор метода сопоставления расчёта и эксперимента
Выбор метода сопоставления расчёта и эксперимента
Сопоставление расчёта и эксперимента M=0,12, Re=1 055 000
Сопоставление расчёта и эксперимента M=0,12, Re=1 055 000
15
15
Введение
Введение

Презентация: «Разработка численного метода оптимизации параметров взлётно-посадочной механизации крыльев перспективных самолётов на основе нестационарных осреднённых по Рейнольдсу уравнений Навье-Стокса». Автор: A. Файл: «Разработка численного метода оптимизации параметров взлётно-посадочной механизации крыльев перспективных самолётов на основе нестационарных осреднённых по Рейнольдсу уравнений Навье-Стокса.pptx». Размер zip-архива: 4732 КБ.

Разработка численного метода оптимизации параметров взлётно-посадочной механизации крыльев перспективных самолётов на основе нестационарных осреднённых по Рейнольдсу уравнений Навье-Стокса

содержание презентации «Разработка численного метода оптимизации параметров взлётно-посадочной механизации крыльев перспективных самолётов на основе нестационарных осреднённых по Рейнольдсу уравнений Навье-Стокса.pptx»
СлайдТекст
1 Разработка численного метода оптимизации параметров взлётно-посадочной

Разработка численного метода оптимизации параметров взлётно-посадочной

механизации крыльев перспективных самолётов на основе нестационарных осреднённых по Рейнольдсу уравнений Навье-Стокса

Руководитель работы: к.т.н. А. Г. Румянцев

2 Введение

Введение

Особенности задачи оптимизации механизированных профилей: 1. Большое число варьируемых параметров (форма закрылка и основного профиля в местах их сопряжения, относительные размеры отклоняемых элементов, углы отклонения и расположение этих элементов относительно основной части профиля). 2. Обтекание крыла с отклонённой взлётно-посадочной механизацией носит сложный характер: — сильное взаимное влияние элементов; — во всём диапазоне углов атаки могут возникать отрывы на верхних поверхностях элементов, при этом отрывные зоны имеют развитый пространственный характер; — числа Рейнольдса на элементах механизированного крыла заметно различаются. 3. Описание таких сложных течений возможно лишь на базе полных уравнений аэродинамики — уравнений Навье-Стокса. В то же время современные методы расчёта осреднённых по Рейнольдсу уравнений Навье-Стокса с различными моделями турбулентности имеют определённые ограничения.

Задача оптимизации разбивается на две подзадачи: 1. Валидацию используемых методов расчёта применительно к задаче обтекания многоэлементного профиля и крыла. 2. Собственно задачу многопараметрической оптимизации.

Работа является продолжением цикла работ по теме «Механизация» выполненных в обеспечении Федеральной целевой программы «Развитие гражданской авиационной техники России на 2002-2010 годы и на период до 2015 года».

2

3 Цели исследования

Цели исследования

1. Обоснование выбора модели турбулентности: — физически адекватно описывающей процессы, происходящие при обтекании механизированного профиля и крыла; — с достаточной точностью рассчитывающих распределённые и интегральные аэродинамические нагрузки, особенно в области критических углов атаки и при наличии больших отрывных зон на элементах многозвенного профиля; 2.Совершенствование методов оптимизации формы и положения элементов многоэлементного профиля и крыла с использованием программных пакетов вычислительной аэродинамики (а именно, адаптация методов оптимизации применительно к данной задаче).

3

4 Анализ мирового уровня: методы расчёта

Анализ мирового уровня: методы расчёта

Методы расчёта обтекания механизированных профилей и крыльев: стационарные и нестационарные осреднённые по Рейнольдсу уравнения Навье-Стокса. Применяемые модели турбулентности: Spalart-Allmaras; Различные варианты модели k-e (RNG, Relizable), k-w SST — shear stress transport, Menter (модель переноса касательных напряжений) EARSM — Explicit algebraic Reynolds Stress Models (явная алгебраическая форма уравнения переноса Рейнольдсовых напряжений); SAS — Scale-Adaptive Simulation; и др. (без и с учётом перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный)

4

5 Анализ мирового уровня: методы оптимизации

Анализ мирового уровня: методы оптимизации

Методы оптимизации разбиваются на две категории: 1. Методы, использующие раздельное решение задачи обтекания и задачи оптимизации. В данном случае для обеих задач можно использовать различные решатели, методы и пакеты программ (включая программы с открытым кодом или собственной разработки). 2. Методы, использующие совместное решение задачи обтекания и задачи оптимизации — Adjoint method (A. Jameson). (+) Наиболее совершенный метод, обладает максимальной сходимостью, но требует наличие собственного решателя и громоздких преобразований уравнений. (-) Для каждой модели турбулентности необходима модификация дополнительной (adjoint) системы уравнений.

5

6 Пути решения поставленной задачи

Пути решения поставленной задачи

1. Проведение валидации нестационарных моделей турбулентности и моделей учитывающий ламинарно-турбулентный переход применительно к задаче обтекания механизированных отсеков крыльев (профилей) в широком диапазоне углов атаки и скоростей потока на базе сопоставления с экспериментальными данными, полученными при продувках в аэродинамических трубах. 2. Совершенствование методов оптимизации механизированных крыльев (профилей) при наличии большого числа параметров. Оптимизация формы поверхностей элементов механизации. Выбор способа перестроения сеток при проведении оптимизации.

6

7 Потребные ресурсы

Потребные ресурсы

Вычислительная техника для проведения расчётов. Высокопроизводительный кластер на 10-40 TFLOPS. На данный момент имеется: несколько высокопроизводительных серверов с общей производительностью около 1-1,5 TFLOPS. доступ к кластеру ССКЦ в Академгородке. Экспериментальные работы. 1. Стенд для проведения испытаний отсеков крыльев в аэродинамической трубе Т-203 СибНИА. 2. Миниатюрные датчики давления. 3. Термоанемометрические датчики. 4. Различные методы визуализация обтекания.

7

8 Технологии

Технологии

Программное обеспечение необходимое для проведения расчётов. 1. Пакеты программ ANSYS FLUENT v14 и NUMECA. 2. Среда программирования MICROSOFT VISUAL STUDIO, компилятор INTEL VISUAL FORTRAN, а также некоторые библиотеки и утилиты. Экспериментальные работы. Методика сопоставления расчётных и экспериментальных данных.

8

9 Основные этапы и сроки выполнения работ

Основные этапы и сроки выполнения работ

9

10 Ожидаемые результаты

Ожидаемые результаты

Соответствие выбранной тематики Гос. программе «Развитие гражданской авиации»

Сокращение сроков проектирования механизации крыла в 3-4 раза. (в частности, уменьшения числа испытаний в аэродинамических трубах) Уменьшение стоимости работ проектирования механизации крыла. Повышение точности получаемых результатов в широком диапазоне режимов полёта, вплоть до критических углов атаки.

Результаты работы могут быть использованы при проведении работ по проектированию механизации крыльев пассажирских и транспортных самолётов: — самолёта 2020; — самолёта SSJ-NG; — модификации самолёта МС-21; — самолёта СДС; — самолётов малой авиации.

10

11 Спасибо за внимание

Спасибо за внимание

11

12 Исследуемые профили и экспериментальная установка

Исследуемые профили и экспериментальная установка

Распределение давления около профиля

Струя

Безграничный поток

13 Выбор метода сопоставления расчёта и эксперимента

Выбор метода сопоставления расчёта и эксперимента

??

?Cy

Ограниченный поток (струя)

Безграничный поток

14 Сопоставление расчёта и эксперимента M=0,12, Re=1 055 000

Сопоставление расчёта и эксперимента M=0,12, Re=1 055 000

Cp min

1

2

-24

-18

-28,7

-12,5

1 - возникновение пузыря 2 - разрушение пузыря

14

1. Wenzinger C. J. Pressure distribution over an NACA 23012 airfoils with an NACA 23012 external airfoil flap. NACA Report, № 614 2. Bertelrud A. Transition Documentation on a Three-Element High-lift Con?guration at High Reynolds Numbers // NASA/CR-2002-211438. 3. Omar E., Zierten T, Mabal A. Two-Dimensional Wind-Tunnel Tests Of A NASA Supercritical Airfoil With Various High-Lift Systems // NASA/CR-2214

15 15

15

16 Введение

Введение

На значительной части типов самолётов и особенно на современных транспортных и пассажирских воздушных судах применяется в основном щелевая механизация крыла. Оптимизация многоэлементных крыльев даже в простом случае (предкрылок и/или однощелевой закрылок) представляет большие трудности из-за большого числа варьируемых параметров (форма предкрылка, закрылка и основного профиля в местах их сопряжения, относительные размеры отклоняемых элементов, углы отклонения и расположение их относительно основной части профиля). Обтекание крыла с отклонённой взлётно-посадочной механизацией характеризуется следующими особенностями: — на малых и умеренных углах атаки могут возникать отрывы на верхней поверхности закрылка; — на больших углах атаки развиваются отрывы на гладких верхних поверхностях предкрылка и основного крыла; — возможно образование и локальных отрывов (так называемых коротких или длинных „пузырей“), разрушение которых приводит к крупномасштабным срывам течения и, следовательно, к резкому падению несущих свойств; — вязкие следы от элементов, расположенных вверх по потоку (предкрылка, основного профиля) и преобразующиеся в заторможенные зоны над закрылком, в значительной мере влияют на обтекание системы в целом; — отрывные зоны на элементах механизированного крыла имеют развитый пространственный характер; — числа Рейнольдса на элементах механизированного крыла значительно различаются. Всё это определяет повышенные требования к вычислительным моделям. Описание таких сложных течений возможно лишь на базе полных уравнений аэродинамики — уравнений Навье-Стокса. В то же время современные методы расчёта осреднённых по Рейнольдсу уравнений Навье-Стокса с различными моделями турбулентности имеют определённые ограничения.

В связи с этим задача оптимизации разбивается на две подзадачи: Валидацию используемых методов расчёта применительно к задаче обтекания многоэлементного профиля и крыла. Собственно задачу многопараметрической оптимизации.

16

«Разработка численного метода оптимизации параметров взлётно-посадочной механизации крыльев перспективных самолётов на основе нестационарных осреднённых по Рейнольдсу уравнений Навье-Стокса»
http://900igr.net/prezentacija/ekonomika/razrabotka-chislennogo-metoda-optimizatsii-parametrov-vzljotno-posadochnoj-mekhanizatsii-krylev-perspektivnykh-samoljotov-na-osnove-nestatsionarnykh-osrednjonnykh-po-rejnoldsu-uravnenij-nave-stoksa-86943.html
cсылка на страницу

Управленческие решения

7 презентаций об управленческих решениях
Урок

Экономика

125 тем
Слайды
900igr.net > Презентации по экономике > Управленческие решения > Разработка численного метода оптимизации параметров взлётно-посадочной механизации крыльев перспективных самолётов на основе нестационарных осреднённых по Рейнольдсу уравнений Навье-Стокса