С a - довжина хорди профілю). Таким чином, кожен обраний профіль задається таблицею значень функцій z ua (x) і z la (x), x? X. Для решти значень аргументу ці функції доопределять з використанням процедури сплайновой інтерполяції.
Якщо зафіксувати безліч X однаковим для всіх профілів, то дані для специфікації профілю можна представити у вигляді вектора профілю:
={zu N, zu N - 1, ... zu 2, 0, zl 2, ..., zl N}, (2.3)
записаних в наступному порядку:
перша точка послідовності zu N є ордината точки верхнього контуру на задній кромці профілю, для якої x 1=С a, z 1? 0 (тут С a - довжина хорди профілю);
остання точка послідовності zl N є ордината точки нижнього контуру на задній кромці профілю, для якої x 1=С a, z N=-z 1;
проміжні точки послідовності є ординати точок профілю, відповідні обходу профілю по верхньому контуру від задньої кромки до носка і потім по нижньому контуру від носка до задньої кромки, отримані у вузлах обраної сітки X.
Профілі, встановлювані в першому і другому перетині, вибираються однаковими.
При завданні профілю значення координати x нормуються по відношенню до довжини хорди профілю C a, тобто розглядаються відносні координати
=, (2.4)
і замість координат x профілю, що приймають значення в діапазоні [0; Ca], будуть використовуватися відносні координати, приймаючі значення з відрізка [0, 1].
Однією з характеристик профілю є відносна максимальна товщина профілю (Airfoil thickness aspect ratio) (ta), що визначається співвідношенням:
a=Ta/Ca. (2.5)
де Ta є максимальна товщина профілю, обумовлена ??співвідношенням:
a=max {? zua (x) - zla (x) ?, 0? x? Ca}; (2.6)
.1.4 Установка профілів в задані перетину крила
Установка профілів в заздалегідь визначені перетину (Таблиця 1) в моделі крила описується наступними процедурами:
процедурою розтягування обраного профілю по осі OaXa таким чином, щоб довжина хорди профілю стала рівною довжині хорди вибраного перерізу;
процедурою розтягування обраного профілю по осі OaZa таким чином, щоб максимальна товщина профілю стала рівною заданому значенню;
процедурою повороту встановленого профілю на деякий кут (кут крутки) в площині перетину навколо крайньої передньої точки профілю;
процедурою подальшого розтягування профілю таким чином, щоб його проекція на базову площину крила OwXwYw не змінилася.
У першому і другому перетинах профілі встановлюються однаковим чином.
Кут крутки профілю? k в k-му перерізі визначається як кут між хордою перетину крила в k-му перерізі і площиною OwXwYw. Це визначення проілюстровано на Рис.4 нижче.
Рис.4 Поворот профілю на кут крутки
крило аеродинамічний стохастична невизначеність
Кут крутки вважається позитивним, якщо передня точка хорди вище задньої точки тієї ж хорди.
2.2 Адаптація моделі крила для задачі оптимізації
Для реалізації завдання оптимізації трохи адаптуємо модель крила.
По-перше, ми додаємо передній наплив крила. По-друге, геометрії переднього і заднього напливів будуть визначатися своїми площами:
Рис.5 Адаптована форма крила в плані
повна площа крила - S 0,
площа базової трапеції крила - S b,
площа переднього напливу - S 1,
площа заднього напливу - S 2.
При цьому:
0=S b + S 1 + S 2.
Таким чином, в якості вихідних даних для визначення геометрії крила будуть використовуватися:
- розмах
- подовження крила по повній площі
- звуження базової трапеції
- відносна площа переднього напливу
- відносна площа заднього напливу
- положення зламу по передній крайці крила
- положення зламу по задній кромці крила
- стріловидність по? базової трапеції
- кут V-образності кореневій частині крила
- кут V-образності кінцевий частини крила
При аеродинамічному розрахунку крім параметрів геометрії крила, необхідно задавати параметри визначають геометрію фюзеляжу. Ці параметри будуть фіксовані в процесі оптимізації, і тому ми не будемо докладно їх тут описувати (див. Додаток 2). Тим не менш, вони є необхідними параметрами при обчисленні аеродинамічних характеристик крила. Таким чином, повний набір параметрів є:
параметри фюзеляжу:,,,, HD, dzT, DL;
розташування крила на фюзеляжі: X0, Y0;
параметри крила:,,,,,,,,;
параметри для кожного з 11 перетинів:
...
