Форсайт развития авиационной науки и технологий до 2030 года и дальнейшую перспективу
Скачать 2.39 Mb.
|
Моделирование этапов ЖЦ и средства принятия решений В предстоящий период произойдет переход к принципиально новой парадигме реализации жизненного цикла ЛА. Эта парадигма уже принципиально сформулирована и оформлена как международные рекомендации PMBOK 4, и начинает поддерживаться ведущими производителями PLM. Вместо традиционной каскадной модели, когда стадии жизненного цикла реализуются последовательно, произойдет переход к спиральной модели. Суть ее заключается в том, что перед стадиями физического изготовления конструкции ЛА будет циклически повторены в виде усложняющихся компьютерных и физических моделей все стадии ЖЦ, вплоть до виртуальной сертификации и эксплуатации изделий. После этапов изготовления и ввода в эксплуатацию ЛА компьютерные модели начинают включать в себя практические артефакты, адаптивно усложняться и активно использоваться для принятия сбалансированных решений в единой коллективной среде управления знаниями. Компьютерные модели традиционно уже давно используется на этапах НИОКР в задачах мультидисциплинарного проектирования и оптимизации. Однако современные тенденции направлены на существенное увеличение пространства размерностей (от традиционных 2-3) и охват нескольких этапов жизненного цикла. Разрабатывается концепция перманентной переработки с помощью программных средств анализа структурированной и неструктурированной информации, накопленной ранее в базах данных с целью получения новых знаний. Причем под знания понимаются факты, правила и отношения которые должны быть кодифицированы и понимаемы стейкхолдерами без необходимости дополнительных обсуждений. Активно разрабатывается и концепция «цифрового самолета в среде ЖЦ». Она предполагает параллельное цифровое описания разными группами разработчиков собственно ЛА и среды его создания, сертификации и эксплуатации с примерами реализации по мере их появления. Под средой создания и эксплуатации понимаются компьютерные модели с 4D описанием (3D+ процессы во времени) всех механизмов окружения ЛА и технологических процессов поддержки ЖЦ, включающих роботизированных манекенов.   Важным компонентом в этой концепции является поддерживаемая еще одной независимой структурой разработчиков компьютерная среда управления соответствием законам и нормативным требованиям. Такая среда необходима для учета внешних требований, изменяющихся в процессе разработки изделия. Все эти средства объединяются в рамках общей среды моделирования и принятия решений стейкхолдерами. Реализация такой концепции позволит сократить будущие риски и затраты, связанные с несоблюдением законов и нормативов, от последующих изменений повысить осведомленность стейкхолдеров и эффективность их решений. Для практической реализации комплексных проектов на основе системного подхода необходимы обучение системной инженерии и переквалификация всех участников от стейкхолдеров (риски от неверных решений которых максимальны) до рядовых инженеров. Разработка планов от оперативных до перспективных и форсайтов должна опираться на стандарты и руководства системной инженерии и соответствующий им унифицированный набор взаимоувязанных машинноориентированных средств поддержки. Развитие методов автоматизированного проектирования Под редакцией А.Ю.Уджуху (ЦАГИ), Л.Л.Теперина (ЦАГИ) Значительный прогресс в области вычислительной техники и программных средств математического моделирования создает условия для широкого использования методов автоматизированного проектирования в процессе создания образцов авиационной техники. В частности, при формировании облика перспективных ЛА, оптимизации их основных параметров может успешно применяться система многодисциплинарного проектирования, объединяющая в едином программном комплексе базовые дисциплины. Таковыми являются задачи аэродинамического и прочностного проектирования ЛА, исследование условий работы силовой установки, формирование систем управления, анализ устойчивости и управляемости ЛА.  В основе методов автоматизированного проектирования лежит математическая модель ЛА, которая позволяет исследовать рассматриваемый технический объект с позиций аэродинамического совершенства, возможностей конструкции по восприятию действующих нагрузок, летных и эксплуатационных данных и т.д. Эволюция проекта происходит в результате циклического прохождения дисциплин, причем каждый цикл проектирования отличается уровнем детализации и глубиной анализа. Дисциплины, используемые в рамках общего проектирования, в силу исторического развития авиационной науки считаются монодисциплинами, хотя каждая из них включает элементы многодисциплинарности. Разработка системы многодисциплинарного проектирования должна реализовать имеющуюся объективную взаимосвязь между дисциплинами и обеспечить глубокую интеграцию отдельных монодисциплин, что позволит повысить качественный уровень проектирования. Система автоматизированного (многодисциплинарного) проектирования перспективных ЛА должна охватывать по возможности все технические аспекты проектирования, производства и эксплуатации ЛА. Такая система, создаваемая в рамках научно-исследовательского сегмента авиационной отрасли, может включать в себя процессы формирования облика ЛА, определения основных летно-технических характеристик, аэродинамического проектирования, основанного на решении прямых и обратных задач аэродинамики, прочностного проектирования, предназначенного для проведения проектировочных расчетов авиационных конструкций по условиям прочности, жесткости и аэроупругости, комплексных исследований облика и характеристик силовой установки, а также исследований, позволяющих формировать требования к органам и системе управления ЛА. В настоящее время разработаны отдельные программные комплексы будущей автоматизированной системы проектирования. Её ядром могут стать комплексные программы автоматизированного проектирования, такие как программа АРДИС, разработанная в ЦАГИ и предназначенная для предварительного определения основных проектных параметров дозвуковых пассажирских самолётов по заданным техническим требованиям. Комплексная программа АРДИС построена по модульному принципу. Такая структура позволяет относительно быстро менять конфигурацию программы, дополняя её новыми модулями или модифицируя существующие модули. Программа АРДИС содержит следующие основные расчетные модули. Геометрические характеристики крыла, фюзеляжа, оперения, гондол двигателей. По ограниченной геометрической информации (заданные и оптимизируемые параметры, признаки схемы) проводится вычисление необходимых для дальнейших расчётов геометрических характеристик (размеров, площадей, объёмов) с учётом размещения на крыле элементов механизации и управления и внутри его топливных емкостей, а в фюзеляже – пассажиров, элементов интерьера, багажно-грузовых помещений, ниш шасси. Модуль шасси. Для заданных условий базирования (нормируемый момент и упругая характеристика бетонного покрытия) и взлётного веса находятся геометрические параметры колёс (ширина, диаметр), число колёс в тележке, размеры тележки и число основных опор, при которых удовлетворяются условия базирования, а тележка требует минимального объёма для её уборки. Модуль может работать в следующих двух режимах: - расчёт геометрических параметров шасси заданной схемы, удовлетворяющих условиям базирования; - выбор схемы (из 74 вариантов, предусмотренных алгоритмом) удовлетворяющей условиям базирования и имеющей наименьшую массу или требующей минимальный объём ниши для уборки.  Модуль силовой установки позволяет вычислить высотно-скоростные и дроссельные характеристики двигателя с учётом потерь, связанных с установкой на самолёт. Рассчитываются также геометрические и массовые характеристики двигателей и их гондол. Можно использовать два алгоритма расчетов: - термодинамический расчёт при заданных параметрах двигателя (взлётная тяга, степень двухконтурности, степень повышения давления в компрессоре, температура газа перед турбиной) и КПД его элементов; - аппроксимация проектных характеристик конкретного двигателя. Модуль аэродинамики. Расчёт аэродинамической поляры самолёта в области больших дозвуковых скоростей (М = 0,7….0,9) с использованием приближенных инженерных методик или численным решением задачи обтекания компоновки методом гидродинамических особенностей или решением уравнений для полного потенциала. Необходимым элементом модуля аэродинамики является также блок обработки экспериментальных данных по испытаниям аэродинамических моделей в крейсерской и взлетно-посадочных конфигурациях. Модуль расчёта массы включает алгоритм определения массы пустого снаряженного самолёта при следующем составе самолёта: планер, силовая установка, оборудование снаряжение. При определении массы крыла и оперения элементы этих агрегатов делятся на основные, которые воспринимают общие нагрузки, действующие на агрегат, и вспомогательные. Масса элементов первой группы определяется на базе проектировочного расчёта потребных для восприятия действующих нагрузок площадей поперечных сечений этих элементов. При этом в качестве расчётных принимаются нормируемые нагрузки, зависящие от случая нагружения и геометрических характеристик агрегата, а упругая модель крыла (оперения) представляет собой консольную балку. Величина допустимых напряжений в зоне сжатия устанавливается по результатам определения параметров равноустойчивой панели, рассматриваемой как широкая стойка, а в зоне растяжения ограничивается значением, зависящим от требуемого ресурса конструкции. При определении потребной массы продольного набора крыла учитывается ограничение минимальной жесткости крыла (из условия безопасности от флаттера и реверса элеронов). Масса вспомогательных элементов определяется посредством обработки статистических данных. Деление элементов конструкции на силовые и вспомогательные принято и при расчёте массы фюзеляжа. Масса шасси определяется также на основании проектировочного расчёта на прочность типовых конструктивных схем шасси под действием нормированных нагрузок. Масса оборудования и снаряжения определяется с учетом функционального назначения и состава оборудования, посредством обработки статистических данных и действующих нормативов. В модуле взаимного размещения агрегатов (компоновки самолёта), центровки и определения размеров оперения и элеронов прежде всего производится проверка выполнения условий (требований): - устойчивости при предельной задней центровке; - балансировки во всём диапазоне эксплуатационных центровок; - обеспечения перекладывания по крену за заданное время; - обеспечение необходимых углов атаки при взлёте и гарантированного расстояния от земли (зазоров) в характерных точках при посадке с креном. В случае невыполнения условий производится изменение размеров оперения (элеронов), изменение положения крыла, высоты опор самолёта и угла поперечного V крыла, и цикл расчёта повторяется. Модуль взлётно-посадочных характеристик. В соответствии с требованиями норм лётной годности гражданских самолётов рассчитывается потребная длина ВПП при взлёте и посадке при отказе критического двигателя и без отказа, градиенты набора высоты и допустимые скорости полёта на различных участках взлёта и посадки. Модуль расчёта шума. Рассчитывается шум в контрольных точках при взлёте и посадке. При сравнительных расчётах учитывается возможность оценить влияние изменений уровней шума при вариации параметров траектории и двигателя. При необходимости расчёт может производиться с учётом частотного состава различных источников шума (струя, вентилятор), и использованием звукопоглощающих конструкций. Модулем расчёта профиля полёта и резервов топлива интегрируется система уравнений движения при разгоне и снижении по заданной и варьируемой в координатах высота-скорость траектории и крейсерском полёте со сменой эшелонов по высоте. Производится расчёт расхода топлива на полёт, а также расход топлива на единицу транспортной работы. Резервы топлива могут рассчитываться в соответствии с требованиями норм лётной годности или требованиями ИКАО. Модуль расчёта экономических характеристик. Определяются эксплуатационные расходы и себестоимость перевозок. Модуль оптимизации проводит поиск экстремума целевой функции, в качестве которой могут рассматриваться: - взлётная масса и масса пустого снаряженного самолёта при заданной дальности и нагрузке; - расход топлива за полёт; - себестоимость перевозок. В качестве ограничений рассматриваются: - длина ВПП; - скорость захода на посадку; - градиенты набора высоты на взлёте и уходе на второй круг; - располагаемый объём топлива в крыле. В качестве оптимизируемых параметров рассматривается площадь, стреловидность, удлинение, средняя относительная толщина профиля крыла, тяга двигателя, крейсерская скорость. Кроме того, различные варианты могут отличаться по схеме за счёт некоторых дискретных признаков, образующих матрицу возможных решений. Обмен информацией между модулями осуществляется специальной управляющей программой, которая в зависимости от вида расчета организует последовательность работы модулей и обеспечение исходных данных, необходимых для работы каждого модуля. Из приведенного выше описания следует, что программный комплекс (типа АРДИС), который может составить ядро будущей автоматизированной системы проектирования перспективных ЛА решает задачу предварительного формирования облика ЛА, что соответствует стадии предварительных исследований и разработки Аванпроекта. В дальнейшем целесообразно дополнить ядро системы специализированными программными комплексами, которые позволят решать проектные задачи по детализации расчетов, точности применяемых физических моделей, соответствующих стадиям Эскизного и Рабочего проектирования. Возможный состав специализированных программных комплексов приведен ниже. Кроме функционального назначения комплексов ниже приведены так же программы-прототипы, которые могут быть использованы в будущей системе автоматизированного проектирования. Программный комплекс автоматизированной компоновки. Необходимым элементом системы автоматизированного проектирования является комплекс программ формирования компоновки и построения электронной геометрической модели ЛА. Процесс проектирования любого ЛА начинается с формирования общего вида и компоновочной увязки основных агрегатов и узлов конструкции и оборудования. В задачах концептуального проектирования компоновочные исследования играют центральную роль, создавая единую информационную базу для разработки конструктивно-силовых схем и аэродинамических поверхностей с общей моделью геометрии. Компоновка это наименее формализованный процесс разработки ЛА. Пакеты существующих графических программ не решают комбинаторных задач компоновки, поэтому актуальной является задача разработки специализированного программного комплекса автоматизированной компоновки ЛА. Примером такого программного комплекса является разрабатываемая в ЦАГИ автоматизированная система трехмерной компоновки фюзеляжа пассажирского самолета (АВТОКОМ). АВТОКОМ позволяет в интерактивном, а также в автоматическом (при решении ряда стандартных компоновочных процедур) режиме осуществлять внутреннюю компоновку фюзеляжа. При этом учитывается заданные нормативы и требования к размещению пассажирских кресел, служебно-бытовых помещений, эксплуатационных и аварийных выходов, багажных помещений и.т.д. В качестве начального приближения берется сформированный в ядре системы общий вид самолета (в виде трех проекций). Детальная внутренняя компоновка фюзеляжа с позиционированием элементов оборудования и интерьера может использоваться в качестве исходных данных для построения массово-инерционной модели ЛА, а также для нахождения центра масс. Комплекс прочностного проектирования Комплекс прочностного проектирования предназначен для расчета нагрузок с учетом влияния упругости конструкции и, в соответствии с требованиями Авиационных Правил, расчета НДС и собственных форм и частот колебаний, расчета характеристик статической аэроупругости и флаттера, оптимизации веса конструкции по условиям прочности, устойчивости и аэроупругости. Анализ НДС может проводиться с использованием балочных и/или конечно-элементных моделей, которые получаются на основе информации о геометрических параметрах компоновки, инерционно-массовых характеристиках и конструктивно-технологической схеме. В качестве возможного программного обеспечения для решения поставленных задач могут использоваться следующие программы расчета ЛА на прочность. AEROLAST – комплексная программа расчета аэродинамических характеристик ЛА с учетом статической упругости и весовой оптимизации, объединяющая пакеты программ аэродинамики (усовершенствованный панельный метод) и прочности (метод конечного элемента) при до- и сверхзвуковых скоростях. В отличие от программ, основанных на методе коэффициентов влияния, используется метод последовательных приближений. WINGLOAD – программа определения маневренных нагрузок и нагрузок от неспокойного воздуха на упругое крыло на основе метода дискретных вихрей и пластично-балочной аналогии. ПРОК - программа определения напряженно-деформированного состояния крыла большого и среднего удлинения на основе пластинно-балочной аналогии, оптимизации конструкции крыла из условия минимума веса с ограничениями по прочности и устойчивости. ARGON – комплекс программ на основе метода конечных элементов, включающий: - определение параметров напряженно-деформированного состояния конструкции при стационарных случаях нагружения, - оптимизацию жесткостных параметров конструкции из условия минимума веса конечно-элементной модели при ограничениях по прочности, устойчивости, перемещениям при постоянной конструктивно-силовой схеме. CONVER - комплекс программ на основе метода конечных элементов, включающий: - определение параметров НДС при стационарных случаях нагружения; - определение частот и форм собственных колебаний; - оптимизацию жесткостных параметров конструкции из условия минимума веса МКЭ модели при ограничениях по прочности, устойчивости при постоянной КСС; - оптимизацию геометрических параметров планера из условия минимума обобщенного критерия и ограничения по прочности, устойчивости, собственным частотам. WGS - программа определения веса конструкции планера на основе прочностной модели МКЭ общего напряженного состояния и анализа специализированной базы данных, включающей статистическую информацию конструкции прототипов. WGSCON - комплекс программ расчета веса конструкции планера на основе прочностной модели МКЭ общего НДС, включающего подетальный расчет основных конструктивных элементов и анализ статистической информации базы данных прототипов. MSC/NASTRAN – комплекс программ на основе метода конечного элемента. ДНВ - (Динамика в Неспокойном Воздухе) программа расчета динамических нагрузок на самолет при полете в неспокойном воздухе. Комплекс аэродинамического проектирования Комплекс аэродинамического проектирования предназначен: - для формирования внешней геометрии ЛА, обеспечивающей потребные аэродинамические характеристики в крейсерском режиме полета; - выбора типа и основных геометрических параметров механизации передней и задней кромок крыла для обеспечения потребных взлетно-посадочных характеристик; - расчетного определения аэродинамических характеристик (несущие и моментные характеристики, аэродинамические производные, поляры) на основных режимах полета. Комплекс аэродинамического проектирования может быть сформирован на базе программных средств линейной аэродинамики, методов решения задач внешнего обтекания при трансзвуковых скоростях и применения модели пограничного слоя, а также численных методов, основанных на решении уравнений Эйлера и Навье-Стокса. Возможными программными средствами решения аэродинамических задач могут являться следующие комплексы. MININD – программа расчета минимального индуктивного сопротивления самолетных конфигураций с использованием методов оптимизации распределения циркуляции в плоскости Трефтца. AEFLOT – программа расчета аэродинамических характеристик комбинации «крыло + фюзеляж + оперение + подвески или гондолы с протоком на пилонах» при до- и сверхзвуковых скоростях усовершенствованным панельным методом (условие непротекания на несущих поверхностях «сносятся» на базовые плоскости). PANSUB – программа расчета аэродинамических характеристик дозвукового самолета при дозвуковых скоростях методом Морино. MULTIVIS - программа расчета аэродинамических характеристик многозвенного профиля. Программа позволяет рассчитать суммарные аэродинамические характеристики (подъемная сила, лобовое сопротивление, продольный момент), а также распределение давления и характеристики пограничного слоя, включая профили со взлетно-посадочной механизацией (закрылки, предкрылки и т.п.). VISTRAN – программа расчет аэродинамических характеристик профиля без механизации. Позволяет рассчитать те же характеристики, что и MULTIVIS. BRIDGE – программа, объединяющая в единый блок программы MULTIVIS, VISTRAN и программу расчета аэродинамических характеристик самолета при дозвуковых скоростях, основанную на методе тонкой несущей поверхности. Программа BRIDGE рассчитывает аэродинамические характеристики компоновки в целом, а в качестве исходных данных требуется задание всей геометрии самолета, включая профилировку крыла. OPTIBRIDGE – программа для выбора оптимальных параметров механизации (размер и положение элементов механизации) на основе расчета аэродинамических характеристик по программе BRIDGE и формирование поверхности оптимизируемой функции на основе метода латинских квадратов (в разработке). DISKRET – программа расчета аэродинамических характеристик дозвуковых ЛА методом дискретных особенностей. PANSYM – программа расчета аэродинамических характеристик ЛА методом симметричных особенностей СПРУТ – универсальная программа расчета обтекания произвольного ЛА с помощью решения уравнений Эйлера методом установления. MONSTR – расчет аэродинамических характеристик сверхзвукового ЛА, включая параметры звукового удара. CFX ANSYS - программа расчета аэродинамических характеристик на до-, сверх- и гиперзвуковых скоростях с помощью решения уравнений Навье-Стокса. Комплекс «Динамика полета» Комплекс включает в себя пакеты программ для решения задач механики полета ЛА и синтеза автоматических систем управления полетом. САПР «Динамика» обеспечивает разработку полноразмерной математической модели динамики ЛА для целей численного моделирования пространственного движения и проведения полунатурного моделирования на пилотажном стенде. Пакет программ КРИТ предназначен для изучения нелинейных задач динамики ЛА и, в частности, критических режимов полета, таких как сваливание, штопор и инерционное вращение. САПР SEGAMBUS разработан для эргономических исследований при полунатурном моделировании на пилотажных стендах. С помощью пакета проектируется приборная панель в кабине летчика. САПР FlightSim предназначен для моделирования динамики ЛА с системой управления и для решения задач синтеза алгоритмов управления движением ЛА. В пакет включена система для синтеза активных АСУ ЛА с учетом упругих колебаний его конструкции. BEND - программа расчета характеристик самолета с системой управления с учетом упругих колебаний конструкции. BENDm - программа моделирования динамики и расчета характеристик самолета с системой управления (в том числе с активной системой управления) с учетом упругих колебаний конструкции в среде Matlab/Simulink. Комплекс «Проектирование моделей» Комплекс «Проектирование моделей» включает в себя систему автоматизированного конструирования и систему технологической подготовки производства. Для получения конструкторской документации на аэродинамическую модель используется система автоматизированного конструирования, решающая следующие задачи: - выбор рационального типа конструкции модели; - проведение прочностных расчетов; - выбор материалов; - выпуск рабочих чертежей и спецификаций. Система технологической подготовки производства и управления технологическими процессами предназначена для обеспечения производства аэродинамических моделей с применением оборудования с ЧПУ. Система включает в себя следующие модули: - описания технологического процесса производства модели; - создания библиотек инструментов и технологических процессов; - подготовки программ обработки на оборудовании с ЧПУ; - формирования технологической оснастки; - программирования контрольных обмеров модели и обработки результатов измерений. Проектирование и производство аэродинамических моделей должно выполняться не только с учетом геометрического подобия, очень важно обеспечить подобие упругих характеристик модели и натурного летательного аппарата. Достижение необходимой точности определения аэродинамических характеристик ЛА с учетом упругости конструкции возможно только на основе совместного использования расчетных исследований (например, комплексов программ АРГОН, КС, NASTRAN, ANSYS) и экспериментальных исследований на упругоподобных моделях - УПМ.  На ранних стадиях проектирования целесообразно использовать упрощенные УПМ, например, динамически-подобные (отсечно-балочные) модели, предназначенные, главным образом для исследований флаттера в дозвуковых аэродинамических трубах. Более высокой точности моделирования натурных аэроупругих явлений можно обеспечить при испытаниях «бесщелевых» УПМ в скоростных АДТ. Важно подчеркнуть, что при этом жесткостные характеристики исполнительных моделей желательно задавать на основе измерения жесткостей натурного ЛА. Требование обеспечения подобия аэроупругих характеристик усложняет задачу проектирования и изготовления моделей, возникает потребность разработки конструкции и применения технологий изготовления, обеспечивающих максимальное снижение массы УПМ. Поэтому в наибольшей степени должны использоваться композитные материалы с высокими механическими характеристиками и автоклавные технологии изготовления. Кроме того, УПМ должны быть оснащены быстродействующими малоразмерными приводами для моделирования в процессе испытаний работы систем автоматического управления ЛА. Таким образом, возникает комплексная многодисциплинарная задача, решение которой позволит обеспечить: - потребные точности расчетов упруго-массовых параметров УПМ и действующих аэродинамических нагрузок; - формирование конструкций УПМ с САУ и измерительными системами, - разработку технологий изготовления УПМ. Комплекс автоматизированного проектирования несущего винта Определенная специфика отличает автоматизированные системы проектирований винтокрылых летательных аппаратов (ВКЛА). Наиболее сложным техническим элементом ВКЛА является несущая система. Крейсерская скорость вертолетов классических схем достигла своего предела и составляет 250-280 км/ч. Ограничение скорости обусловлено возникновением вибраций в связи с увеличением зоны отрывного обтекания на отступающей лопасти несущего винта. Для существенного повышения скорости крейсерского полета (400 км/час) вертолетов необходима реализация новых конструктивно-технологических решений, в том числе по совершенствованию несущей системы: - новые аэродинамические компоновки лопастей, включая форму профилей лопасти, форму в плане и аэродинамическую крутку лопасти; - активное управление лопастями несущего винта для повышения его аэродинамической эффективности, снижения уровня создаваемого шума и уменьшения лобового сопротивления втулки несущего винта; - несущая система с переменными оборотами винта для оптимизации режима работы силовой установки и снижения шума. Разработка новых технологий вызывает необходимость применения более совершенных расчетных методов, основанных на более точных физических моделях более полно учитывающих геометрические и конструктивные особенности расчетных вариантов несущего винта. К таким методам можно отнести: - в области аэродинамики (CFD – анализ, например ANSYS CFX, Fluent); - в области акустики (конечно-разностные методы второго порядка для расчета характеристик ближнего поля и интегральный метод Фокса Вильямса – Хокингса для определения параметров шума в дальнем поле); - в области прочности (МКЭ – анализ, например ANSYS, NASTRAN). Важной особенностью нового программного обеспечения должна стать многодисциплинарность расчетного исследования, позволяющая в рамках одной задачи анализировать как аэроакустические, так и прочностные и аэроупругие свойства несущего винта, что подразумевает потребность создания среды моделирования, включающей в себя все следующие этапы решения рассматриваемой задачи: - получение геометрии несущего винта в формате CAD; - построение расчетной сетки в физическом пространстве; - генерацию конечно-элементной сетки; - расчет обтекания вращающихся объектов с учетом взаимодействия жидкой среды с твердыми и упругими телами (Fluid-Structure Interaction, FSI-расчет); - интерполяцию результатов CFD в граничные условия для прочностного и аэроакустического анализа; - обработку результатов в акустическом пост-процессоре; - расчет НДС и аэроупругих свойств; - обработку результатов и выдачу рекомендаций. Такая среда может быть реализована на базе программного комплекса ANSYS, позволяющего решать многодисциплинарные задачи. КОНЦЕПЦИИ ПЕРСПЕКТИВНЫХ ЛА ШИРОКОФЮЗЕЛЯЖНЫЙ МАГИСТРАЛЬНЫЙ САМОЛЕТ |
Похожие:
 | Об утверждении Основ государственной политики в области обеспечения ядерной и радиационной безопасности Российской Федерации на период... |  | Определение генеральной стратегической цели и системы стратегических целей социально-экономического развития г. Сургута до 2017,... |
| Для прикладных научных исследований и экспериментальных разработок, выполняемых по договорам на проведение научно-исследовательских,... | | «Доклинические исследования инновационных лекарственных средств» федеральной целевой программы «Развитие фармацевтической и медицинской... |
| ... | | В 2003 году Российская академия наук, как и ранее, проводила фундаментальные и прикладные исследования в соответствии с Приоритетными... |
| Долгосрочного социально – экономического развития российской федерации на период до 2030 года | | Новосибирска на 2018 – 2030 годы и признании утратившим силу решения Совета депутатов города Новосибирска от 18. 12. 2013 №1020 «о... |
| Организатором выступает Агентство перспективных научных исследований, г. Белгород | | Организатором выступает Агентство перспективных научных исследований, г. Белгород |