4.8 Аэродинамическая сила на летательный аппарат произвольной формы
Данный элемент позволяет моделировать аэродинамическое воздействие на летательный аппарат (ЛА) произвольной формы. Аэродинамические характеристики (АДХ) задаются в файле формата «*.xml».Синтаксис метода создания
aerodynamics8(Flow, Body, NodeAero, File, pointFlow=…, existBottomResistance=…, work=..., color=..., visible=...)
Обязательные позиционные параметры
medium Flow
body Body
node NodeAero
Исходная базовый узел задания аэродинамических коэффициентов. Ось X узла должна быть направлена вдоль оси симметрии ЛА. Плоскость XY узла должна совпадать с вертикальной плоскостью симметрии ЛА. Ось Y должна быть направлена вверх. Копия этого узла NodeAero* прикрепляется к звену и используется при расчете аэродинамических сил.
string File
Строка с адресом файла, содержащим таблицы, задающие АДХ. Формат файла описан ниже.
Необязательные именованные параметры метода
pointFlow = pointТочка взаимодействия звена со средой. Копия этой точки pointFlow* прикрепляется к звену. В точке pointFlow* определяются параметры набегающего потока, визуализируются сам силовой элемент и векторы его аэродинамических сил и моментов.
По умолчанию, если параметр pointFlow не задан, точка взаимодействия звена со средой совпадает с центром узла NodeAero*.
existBottomResistance = sensor[-]Наличие донного сопротивления. По умолчанию и при значении датчика «0» донное сопротивление отсутствует, при любом другом присутствует.
Параметры являются общими для всех методов создания силовых элементов и описаны в пункте «Необязательные именованные параметры всех методов создания» общей части раздела «Силовой элемент (force)» главы «Основные объекты» книги «Описание объектов многокомпонентной механической системы».
Внутренние системные объекты
sensor alphaS [angle]
Пространственный угол атаки.
sensor phiS [angle]
Аэродинамический угол крена.
sensor velocity [length/time]
sensor Mach [-]
Формат файла данных
Все данные задаются в файле формата «*.xml». Содержимое файла обрамляется открывающим тегом <Aero_XYZ> и закрывающим тегом </Aero_XYZ>. В открывающем теге обязательно должны быть заданы атрибуты 
и 
, имеющие значения и размерность характерной аэродинамической площади ЛА и характерного аэродинамического размера ЛА соответственно.
и , имеющие значения и размерность характерной аэродинамической площади ЛА и характерного аэродинамического размера ЛА соответственно.АДХ, зависящие только от числа Маха 
, задаются в таблице с тегом <mW> в формате файла TBL. Значения должны быть отсортированы по возрастанию числа . Таблица должна иметь следующие столбцы, приведенные в строгой последовательности, представленной ниже:
, задаются в таблице с тегом <mW> в формате файла TBL. Значения должны быть отсортированы по возрастанию числа . Таблица должна иметь следующие столбцы, приведенные в строгой последовательности, представленной ниже:M – число Маха ;
;mxWx – производная коэффициента демпфирующего момента по безразмерной угловой скорости относительно оси OX 
;
;myWy – производная коэффициента демпфирующего момента по безразмерной угловой скорости относительно оси OY 
;
;mzWz – производная коэффициента демпфирующего момента по безразмерной угловой скорости относительно оси OZ 
.
.Таблицы c аэродинамическими коэффициентами, зависящими от пространственного угла атаки 
и аэродинамического угла крена 
в заданных диапазонах чисел M, задаются в формате файла TB2. Теги этих таблиц должны совпадать с обозначениями величин:
и аэродинамического угла крена в заданных диапазонах чисел M, задаются в формате файла TB2. Теги этих таблиц должны совпадать с обозначениями величин:Cx – коэффициент продольной силы 
, действующей вдоль оси OX;
, действующей вдоль оси OX;Cy – коэффициент нормальной силы 
, действующей вдоль оси OY;
, действующей вдоль оси OY;Cz – коэффициент боковой силы , действующей вдоль оси OZ;
, действующей вдоль оси OZ;mX – коэффициент статического момента относительно оси OX 
;
;mY – коэффициент статического момента относительно оси OY 
;
;mZ – коэффициент статического момента относительно оси OZ 
.
.Данные должны располагаться по возрастанию числа 
сверху вниз, и по возрастанию 
или 
слева направо. Данные в таблицах должны располагаться по возрастанию 
слева направо, и по возрастанию 
сверху вниз. Каждая таблица должна иметь минимум две строки и две столбца. Число M задается в атрибуте секции. Таблицы в XML-файле могут располагаться в любом порядке.
сверху вниз, и по возрастанию или слева направо. Данные в таблицах должны располагаться по возрастанию слева направо, и по возрастанию сверху вниз. Каждая таблица должна иметь минимум две строки и две столбца. Число M задается в атрибуте секции. Таблицы в XML-файле могут располагаться в любом порядке.Каждая таблица рассматривается индивидуально. Промежуточные значения коэффициентов, а также значения при выходе аргументов и за заданный диапазон, определяются с помощью линейной интерполяции. При выходе числа 
за пределы заданного диапазона значения всех коэффициентов принимаются равными при крайних значениях числа .
и за заданный диапазон, определяются с помощью линейной интерполяции. При выходе числа за пределы заданного диапазона значения всех коэффициентов принимаются равными при крайних значениях числа .В случае задания для одного коэффициента только одной таблицы считается, что этот коэффициент не зависит от числа .
.Пространственный угол атаки изменяется в диапазоне 
. Поэтому для корректного моделирования необходимо задавать значения коэффициентов во всем диапазоне изменения пространственного угла атаки. Иначе, при выходе за пределы заданного диапазона, значения будут определяться с помощью линейной интерполяции.
. Поэтому для корректного моделирования необходимо задавать значения коэффициентов во всем диапазоне изменения пространственного угла атаки. Иначе, при выходе за пределы заданного диапазона, значения будут определяться с помощью линейной интерполяции.Аэродинамический угол крена изменяется в диапазоне 
. Направление положительного указано на рис. 1, где 
– проекция вектора скорости набегающего потока относительно ЛА на плоскость YZ связанной системы координат (СвСК). Существуют частные случаи, если в отдельной таблице аэродинамический угол крена задан в следующих диапазонах:
. Направление положительного указано на рис. 1, где – проекция вектора скорости набегающего потока относительно ЛА на плоскость YZ связанной системы координат (СвСК). Существуют частные случаи, если в отдельной таблице аэродинамический угол крена задан в следующих диапазонах:1. При 
считается, что аэродинамический коэффициент симметричен относительно плоскости XY при заданном числе .
считается, что аэродинамический коэффициент симметричен относительно плоскости XY при заданном числе .2. При 
считается, что аэродинамический коэффициент симметричен относительно плоскости XZ при заданном числе .
считается, что аэродинамический коэффициент симметричен относительно плоскости XZ при заданном числе .3. При 
считается, что аэродинамический коэффициент симметричен относительно плоскостей XY и XZ при заданном числе .
считается, что аэродинамический коэффициент симметричен относительно плоскостей XY и XZ при заданном числе .Во всех остальных случаях при выходе за пределы заданного диапазона, значения определяются с помощью линейной интерполяции. Точка при 
совпадает с точкой при 
, поэтому, в случае отличия значений коэффициентов, итоговое значение будет вычисляться как среднее арифметическое между этими двумя крайними точками.
за пределы заданного диапазона, значения определяются с помощью линейной интерполяции. Точка при совпадает с точкой при , поэтому, в случае отличия значений коэффициентов, итоговое значение будет вычисляться как среднее арифметическое между этими двумя крайними точками.
Рис. 1. Положительное направление аэродинамического угла крена в СвСК
Пример файла данных
<Aero_XYZ Sa="1 [ m2 ]" La="1 [ m ]">
<mW>
4 //число столбцов данных (1 аргумент + N функций)
M [] //Число Маха
mxWx [] //Коэфф-т производной демпф. момента вокруг оси OX
myWy [] //Коэфф-т производной демпф. момента вокруг оси OY
mzWz [] //Коэфф-т производной демпф. момента вокруг оси OZ
//M mxWx myWy mzWz
0.8 -0.00072 -0.9800 -0.9800
2.4 -0.00073 -1.2180 -1.2180
</mW>
<Cx M="1.2 []">
5 //Количество столбцов значений функции
Cx [] //Коэфф-т продольной силы (функция)
alphaS [deg] //пространственный угол атаки (строки)
0 30 60 90 120 150 180 //Значения alphaS для столбцов
phiS [deg] //Аэродинамический угол крена (столбцы)
//phiS \ alphaS 0 30 90 150 180
-180 0.3346 0.1435 0.0004 -0.150 -0.346
-60 0.4275 0.2506 0.0001 -0.260 -0.417
-30 0.4800 0.3083 0.0 -0.340 -0.480
0 0.5319 0.3533 0.0 -0.359 -0.539
30 0.4585 0.3600 0.0001 -0.360 -0.485
60 0.4204 0.3207 0.0002 -0.320 -0.424
180 0.3346 0.2535 0.0006 -0.240 -0.334
</Cx>
<Cy M="0.6 []">
5 //Количество столбцов значений функции
Cy [] //Коэфф-т поперечной силы (функция)
alphaS [deg] //пространственный угол атаки (строки)
0 30 60 90 120 150 180 //Значения alphaS для столбцов
phiS [deg] //Аэродинамический угол крена (столбцы)
//phiS \ alphaS 0 30 90 150 180
0 0.0 0.854 3.375 0.854 0.001
30 0.0 0.503 2.090 0.503 0.001
60 0.0 0.238 0.870 0.238 0.001
90 0.0 0.001 0.001 0.001 0.0
</Cy>
<…>
…
</…>
</Aero_XYZ>
|
Математическая модель
Все АДХ задаются в связанной системе координат (СвСК). В качестве исходных данных в зависимости от пространственного угла атаки , аэродинамического угла крена и числа Маха задаются следующие коэффициенты аэродинамических сил и моментов:
, аэродинамического угла крена и числа Маха задаются следующие коэффициенты аэродинамических сил и моментов:
, 
, 
– коэффициенты сил, действующих вдоль соответствующих осей;
, 
, 
– коэффициенты статических моментов, действующих вдоль соответствующих осей;
, , – производные коэффициентов демпфирующих моментов, действующих вдоль соответствующих осей;Все АДХ определены относительно характерной аэродинамической площади 
и характерной аэродинамической длины ЛА.
и характерной аэродинамической длины ЛА.Задание таблиц производных демпфирующего момента является необязательным и, в случае их отсутствия, считается, что демпфирования нет.
Все параметры взаимодействия звена со средой определяются в точке pointFlow*, если она задана. Иначе в центре узла NodeAero*.
Силы и моменты, действующие на ЛА, определяются следующим образом.
Продольная сила вдоль оси OX:
,где 
– скоростной напор.
– скоростной напор.Нормальная сила вдоль оси OY:
.Боковая сила вдоль оси OZ:
.Момент вокруг оси OX:
,где 
– угловая скорость ЛА относительно оси OX;
– угловая скорость ЛА относительно оси OX;
– скорость полета ЛА.Момент вокруг оси OY:
,где 
– угловая скорость ЛА относительно оси OY.
– угловая скорость ЛА относительно оси OY.Момент вокруг оси OZ:
,где 
– угловая скорость ЛА относительно оси OZ.
– угловая скорость ЛА относительно оси OZ.