Введение к работе
На рубеже XXI века летательная техника становится не только доступным многоцелевым средством, а массовым индивидуальным видом транспорта. Никого не удивят фермер, орошающий сельскохозяйственные угодья. с помощью небольшого самолёта, семья, отправляющаяся в загородный дом на лёгком летательном аппарате, пилоты-любители, использующие спортивные самолёты. Во всём мире неуклонно растёт количество авиаперевозок пассажиров и различных типов грузов, авиационные компании испытывают серьёзную конкуренцию.
Все перечисленные факторы приводят к тому, что при создании многих современных летательных аппаратов (ЛА) одним из главных требований, предъявляемых к разработчикам, является обеспечение безопасности полёта. Необходимое исследование в этом направлении - это обеспечение безопасности на взлётно-посадочных ^ режимах. В этих условиях одна из основных проблем - возможное попадание ЛА во внешние воздушные возмущения, которые могут воздействовать на ЛА вплоть до возникновения аварийной ситуации. В первую очередь, опасность представляют мощные вихри, образовавшиеся в следе за тяжёлыми самолётами с большим размахом крыла. Время жизни таких вихревых образований довольно велико, и они могут быть опасны на расстоянии до десяти километров от зоны аэропорта. Например, второй самолёт, совершая посадку после посадки первого самолёта, стал испытывать воздействие вихревого следа первого, в результате чего возникли аэродинамические силы и моменты, способные нарушить устойчивость и вывести самолёт из нормального режима посадки со всеми вытекающими последствиями. В то же время, внешние вихревые поля могут повлиять на прочность конструкции ЛА. В практике эксплуатации магистральных воздушных судов, а также самолётов, относящихся к авиации общего назначения (АОН), известны случаи, когда указанные выше воздействия приводили к серьёзным авариям. Отметим, что наряду с такими воздействиями летательные аппараты могут испытывать влияние всевозможных порывов природного происхождения. Техника АОН особенно чувствительна к ним, причем не только на режимах взлёта и посадки.
Таким образом, при прохождении ЛА на малых скоростях (присущих взлётно-посадочным режимам) различных внешних возмущений разработчикам авиационной техники необходимо иметь инструментарий для расчёта аэродинамических воздействий с целью их адекватного учёта. Расчёт таких аэродинамических характеристик (АХ) является задачей нестационарной аэродинамики при числах Маха (М) близких к нулю. В зависимости от исходных параметров этой задачи либо решение проводится в линейном приближении, либо решается нелинейная задача с теми или иными условиями.
При изучении задач аэродинамики, связанных с обеспечением безопасности полёта, в большом количестве случаев применима линейная теория с её хорошо разработанным аппаратом, причём получаемая точность удовлетворяет требованиям практического применения результатов расчёта. Например, техника АОН летает на линейных режимах (углы атаки малы, механизация слабо выражена), характеристики более крупных современных самолётов (прежде всего гражданской авиации) остаются линейными до угла атаки приблизительно 12. Часто для оценок достаточно вычислить лишь линейные коэффициенты. Кроме того, линейное приближение широко используется в решениях нестационарных задач аэродинамики и аэроупругости, связанных с изменением деформации несущих поверхностей, а также во многих других приложениях. Следовательно, специалистам, рассчитывающим характеристики ЛА, исследующим вопросы обеспечения безопасности полёта, важно иметь на вооружении в рамках линейной теории эффективный и надёжный метод расчёта нестационарных аэродинамических характеристик при малых дозвуковых скоростях.
Актуальность темы. Диссертационная работа посвящена разработке в линейном приближении альтернативного метода и соответствующего алгоритма расчёта нестационарных АХ самолётов, находящихся в идеальной среде при числах М->0. Область нестационарной аэродинамики при указанных условиях является хорошо разработанной, и ещё много лет назад составлены программы расчёта нестационарных АХ с помощью хорошо зарекомендовавшего себя метода дискретных вихрей. Однако при реализации этих классических алгоритмов на вычислительных машинах в свете современных требований оказалось, что существуют ограничения по их применению. Ограничения связаны с
требуемым для расчёта машинным временем при неизбежно большом количестве дискретных особенностей, которые используются для моделирования обтекания современного самолёта нестационарным потоком. Дело в том, что классический алгоритм предусматривает в каждый момент времени определение циркуляции вихрей следа, скосов от следа во всех контрольных точках и, затем, удовлетворение условия непротекания. Эти операции представляют собой выполняемые в каждый дискретный момент времени действия с большими по размеру матрицами. Количество панелей несущих поверхностей может доходить до нескольких сотен, а количество влияющих вихрей следа растёт со временем. Даже современные вычислительные средства и быстродействующие программы не в состоянии обеспечить для проводящих расчёты специалистов (особенно на стадии проектирования) приемлемое во всех отношениях время работы вычислительных модулей. Если при проведении расчетов нестационарных характеристик часто требуется варьировать начальные параметры и подбирать их по результатам вычислений, то это, аддитивно увеличивая задействованное время, создаёт трудности при работе в сети и коллективном проектировании. Также возникают серьёзные препятствия при рассмотрении перспективных возможностей использования расчётов нестационарных характеристик в реальном времени. Помимо необходимости существенного ускорения работы алгоритмов практика обнаруживает требование улучшения качественной информации о пространственной структуре зависящего от времени аэродинамического нагружения до численного решения задачи. Вследствие перечисленных факторов тематика диссертации представляется актуальной.
Практическое значение диссертационной работы и её связь с научными программами, планами, темами. Разработка эффективного (приводящего к быстродействующим алгоритмам) метода расчёта нестационарных АХ при малых дозвуковых скоростях, например, для решения задач обеспечения безопасности полёта, востребована авиационными научно-исследовательскими организациями и конструкторскими бюро РФ. Это вызвано тем, что Россия постепенно расширяет конкурентоспособное участие на мировом рынке гражданской авиационной техники, где требования по безопасности полёта очень высокие. Россия имеет перспективные
программы увеличения и модернизации собственного авиапарка, что также тесно связано с обеспечением безопасности на взлётно-посадочных режимах, и, кроме того, наращивает выпуск многоцелевых лёгких самолетов АОН. По расчётам экспертов, потенциально ёмкому российскому рынку АОН в ближайшие 15 лет понадобится около 8000 самолётов и вертолётов.
Диссертационная работа проводилась согласно Плану фундаментальных и прикладных научно-исследовательских работ, сформированному ГосНИЦ ЦАГИ им. проф. Н. Е. Жуковского и Миннауки РФ на 1999 год, по теме: «Фундаментальные исследования по экологии, эффективности и экономичности летательных аппаратов»\ Раздел 4.2. Исследование воздействия вихревого следа самолётов и естественных явлений на летательные аппараты. Шифр 4510739. Тема диссертации переплетается с научными программами и направлениями исследований известных научных центров и авиационных фирм. Примером может служить сотрудничество АК им. С. В. Ильюшина и компании «Боинг» в рамках программы по повышению безопасности полётов самолётов гражданской авиации, а также разработка и производство самолётов АОН в авиационном отделении ГКНПЦ им. М. В. Хруничева, одним из главных критериев которых является максимально возможное обеспечение безопасности полёта.
Цель диссертационной работы - разработка быстродействующего имеющего наглядную интерпретацию алгоритма расчёта нестационарных АХ самолёта при взлётно-посадочных скоростях, научно обоснованного в рамках линейной теории обтекания идеальной несжимаемой жидкостью. Методика исследования следующая. С помощью модели обтекания, которую предоставляет метод дискретных вихрей, производится попытка обнаружить «тонкую структуру» нестационарной вихревой системы (выявить проявляемые этой структурой свойства). Далее, в случае получения при численном расчёте значительного выигрыша во времени вследствие учёта этих свойств предпринимаются поиски геометрической интерпретации полученных результатов. Исследование выполняется сначала для крыла бесконечного размаха, а, затем, в пространственном случае для крыльев произвольной формы в плане и моделей реальных самолётов. Для крыла бесконечного размаха проводится обширное сравнение результатов
расчёта разработанным в. диссертационной работе методом с аналитическими решениями (точными) и численными результатами, полученными при расчёте по общепринятой (классической) схеме метода дискретных вихрей. В пространственном случае наряду со сравнением с численными результатами классической схемы проводится сравнение с экспериментальными данными.
Научная новизна. Диссертационная работа позволила успешно реализовать попытку в области, которая, казалось бы, хорошо изучена и обладает целостностью, найти более эффективный и, главное, практически востребованный многими задачами способ расчёта. Разработанный метод условно назван методом эквивалентных форм, который позволяет расширить научное воззрение на картину нестационарного обтекания. Основные результаты диссертационной работы обладают научной новизной, так как ранее не было известно, что размерность решения рассматриваемой нестационарной задачи сокращается на единицу и нестационарные аэродинамические нагрузки можно определять по скоростям возмущённого потока перед передними кромками несущих поверхностей. Вследствие учёта доказанного сокращения размерности происходит существенный выигрыш во времени расчёта на ЭВМ по сравнению с расчётом общепринятым методом (в среднем на практике инженерных расчётов: для профиля - в 20 раз, для самолёта - в 7 раз). Кроме того, нестационарная задача интерпретируется как стационарная с дополнительной круткой сечений. Также, в рамках метода эквивалентных форм подробно раскрыта особенность в первый дискретный момент времени при наличии гидроудара.
Апробация основных результатов диссертации проходила на следующих научных конференциях (семинарах):
1)ХЫ научная конференция МФТИ «Современные проблемы фундаментальных и прикладных наук» (МФТИ. г.Долгопрудный, 1998);
2)Научный семинар «Аэродинамика современных и перспективных летательных аппаратов» под руководством проф. Желанникова А. И. (ВАТУ, В-312. г.Москва, 1999);
3)Вторая Всероссийская конференция молодых учёных «Современные проблемы аэрокосмической науки» (ЦАГИ. г.Жуковский, 1999);
4)XI Школа-семинар «Аэродинамика летательных аппаратов» (п.Володарского, 2000).
Вычислительные модули расчёта нестационарных АХ самолётов, разработанные на основе метода эквивалентных форм, апробированы, главным образом, в ГосНИЦ ЦАГИ им. проф. Н. Е. Жуковского в ряде проектов.
Публикации. Результаты диссертации опубликованы в 4-х сборниках научных трудов [1, 3, 5, 6] и в 3-х сборниках тезисов докладов научных конференций [2,4,7].
Объём диссертации. Диссертация состоит из вступления, основной части (трёх разделов), выводов, библиографического списка, иллюстративного материала. Общий объём работы - 181 страница, из которых 108 страниц занимает текст и 73 страницы -иллюстрации. Библиографический список включает 63 наименования.
