Ша Мингун Влияние интегральной компоновки силовой установки и планера сверхзвукового пассажирского самолета на его эффективность

Краткое описание

Ша Мингун Влияние интегральной компоновки силовой установки и планера сверхзвукового пассажирского самолета на его эффективность
ОГЛАВЛЕНИЕ ДИССЕРТАЦИИ
кандидат наук Ша Мингун
ВВЕДЕНИЕ

ГЛАВА 1. СОВРЕМЕННОЕ СОСТОЯНИЕ ПРОБЛЕМЫ РАЗРАБОТКИ СВЕРХЗВУКОВОГО ПАССАЖИРСКОГО САМОЛЕТА ВТОРОГО ПОЛОЛЕНИЯ

1.1. Информационно - аналитический обзор проектов по созданию сверхзвукового пассажирского самолета

1.2. Проблемы, связанные с созданием сверхзвуковых пассажирских самолетов

1.3. Источники шума двигателей сверхзвукового пассажирского самолета второго пололения

1.4. Методы снижения акустического шума

1.5. Постановка задачи исследования

Выводы по главе

ГЛАВА 2. МАТЕМАТИЧЕСКОЕ МОДЕЛИРОВАНИЕ ТРДД АЛ-31

2.1. Обзор математических моделей и программных комплексов расчета характеристик ТРДД

2.2. Требования, предъявляемые к математическим моделям ТРДД

2.3. Расчеты характеристик двигатель АЛ-31 с помощью программного комплекса ТИегтоОТЕ

2.4. Система реверса сверхзвукового административного самолета

Выводы по главе

ГЛАВА 3. АНАЛИЗ РЕЗУЛЬТАТОВ МАТЕМАТИЧЕСКОГО МОДЕЛИРОВАНИЯ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК КРЫЛА ПРИ РАЗЛИЧНЫХ УГЛАХ

ОТКЛОНЕНИЯ ЗАКРЫЛКА И РАЗЛИЧНЫХ ПАРАМЕТРАХ ВЫДУВАЕМОГО

ВОЗДУХА ИЗ ДВИГАТЕЛЯ

3.1. Верификация расчетных методов

3.1.1. Описание модели и постановки эксперимента

3.1.2. Численный расчет обтекания

3.1.3. Результаты расчета

3.2. Математическое моделирование натекания дозвукового потока на крыловые профили в двухмерной постановке

3.2.1. Нестационарные граничные условия и турбулентность

3.2.2. Описание модели турбулентности RANS

3.2.3. Модель турбулентности Spalart-Allmaras

3.2.4. Модели турбулентности k-s

3.2.5. Модель турбулентности Shear-Stress Transport (SST) k-ю

3.2.6. Анализ результатов

3.2.7. Описание результатов численного моделирования

3.3. Математическое моделирование натекания дозвукового потока на крыловые профили с отклонением закрылка в трехмерной постановке

3.3.1. Геометрия и структура сеток рассматриваемого аэродинамического профиля с отклонением закрылка

3.3.2. Построение расчетной сетки

3.3.3. Нестацианорные граничные условия и турбулентность

3.3.4. Результаты расчетов

3.4. Математическое моделирование натекания дозвукового потока на крыловой

профиль с отклонением закрылка и сдувом пограничного слоя в трехмерной

постановке

3.4.1. Геометрическая модель

3.4.2. Построение сетки

3.4.3. Решение задачи

3.4.4. Описание результата численных расчетов

Выводы по главе

ГЛАВА 4. ВЕРИФИКАЦИЯ МЕЖДУ ПОТРЕБНОЙ ТЯГОЙ ДВИГАТЕЛЯ И УРОВНЕМ ШУМА НА ВЗЛЕТНОМ РЕЖИМЕ САМОЛЕТА

4.1. Математическое моделирование разбега самолета по ВПП на взлете самолета

4.2. Математическое моделирование взлета самолета гражданского назначения с ВПП заданной длины при возможном отказе одного двигателя

4.3. Расчет потребной тяги двигателя и относительного уровня уменьшения акустического шума на взлетном режиме

4.4. Основные модели для проекта САС

4.4.1 Модель двигателя проекта САС

4.4.2. Модель САС

4.4.3 Результаты расчетов

4.4.4 Модель для расчета относительного уровня уменьшения акустического шума

4.4.5 Анализ результатов

Выводы по главе

Заключение.........................................................................................................................1З4

Список литературы