Содержание к диссертации
Введение
1 Анализ существующих способов управления отрывно-вихревой структурой обтекания самолетов 10
1.1 Особенности отрывных течений при дозвуковых скоростях 10
1.2 Причины потери поперечной и путевой статической устойчивости маневренных самолетов на больших углах атаки 12
1.3 Метод локальной вариации геометрии самолета в окрестности зарождения вихревых жгутов 16
1.4 Метод симметризции областей «взрывов» вихревых жгутов за счет выдува турбулентных струй 26
1.5 Управление с помощью электрического разряда 28
1.6 Акустическое управление отрывом 29
1.7 Управление отрывом с помощью точечных источников возмущения 31
2 Расчет аэродинамических характеристик маневренного самолета на больших углах атаки методом моделирования отсоединенных вихрей 33
2.1 Общая характеристика существующих подходов к численному моделированию турбулентных течений 33
2.2 Математическая формулировка метода моделирования отсоединенных вихрей 40
2.3 Расчет обтекания конуса установленного под углом атаки методом моделирования отсоединенных вихрей 49
2.4 Особенности расчетной сетки, используемой для моделирования обтекания маневренного самолета на больших углах атаки методом отсоединенных вихрей 57
2.5 Исследования сеточной сходимости, сходимости по шагу расчета и потребному количеству итераций 61
2.6 Верификация расчетной модели маневренного самолета
3 Комплексное исследование влияния дифференциального отклонения секций носков крыла маневренного самолета на больших углах атаки на его аэродинамические характеристики 74
3.1 Аэродинамическая асимметрия маневренного самолета в различных конфигурациях отклонения секций носков крыла 74
3.2 Боковые аэродинамические характеристики маневренного самолета в различных конфигурациях отклонения секций носков крыла 82
3.3 Продольные аэродинамические характеристики маневренного самолета в различных конфигурациях отклонения секций носков крыла 93
3.4 Методика комплексной оценки аэродинамических характеристик самолета на больших углах атаки 95
4 Оценка изменения маневренных характеристик самолета при использовании программы управления носками крыла с дифференциальным отклонением секций 98
Заключение 105
Список использованной литературы
- Метод локальной вариации геометрии самолета в окрестности зарождения вихревых жгутов
- Управление с помощью электрического разряда
- Расчет обтекания конуса установленного под углом атаки методом моделирования отсоединенных вихрей
- Продольные аэродинамические характеристики маневренного самолета в различных конфигурациях отклонения секций носков крыла
Введение к работе
Актуальность темы исследования.
Расширение диапазона высот и скоростей полета, большое разнообразие решаемых задач, существенное изменение условий боевого применения коренным образом изменили внешний облик современных самолетов. Одним из проявлений научно-технического прогресса в военной авиации явилось создание маневренных самолетов, характерными особенностями аэродинамической компоновки которых являются крыло сложной формы в плане, объединение крыла, оперения, фюзеляжа и силовой установки в единую (интегральную) схему, использование эффективной механизации крыла.
Применение наплыва крыла в аэродинамической компоновке обеспечивает высокие несущие свойства и аэродинамическое качество самолета в области больших углов атаки, играет стабилизирующую роль в обеспечении необходимых аэродинамических характеристик как на дозвуковых, так и на транс- и сверхзвуковых скоростях полета. Вместе с тем, вихри с корневых наплывов оказывают неблагоприятное влияние на моментные характеристики самолета, особенно на больших углах атаки и скольжении: резко уменьшаются по абсолютной величине и даже меняют знак частные производные коэффициентов моментов крена и рыскания по углу скольжения (т^ и rift). Наиболее неблагоприятным является изменение производной nft, приводящее к потере путевой
устойчивости самолета.
Другой характерной особенностью аэродинамики современных маневренных самолетов является возникновение на больших углах атаки значительных по величине асимметричных аэродинамических моментов крена и рыскания, причиной которых является асимметризация вихревых жгутов, сходящих с головной части и наплывов, а также несимметричный отрыв потока с поверхности крыла самолета. Асимметрия в обтекании даже при нулевом угле скольжения может приводить к образованию значительных боковых моментов, значения которых на разных углах атаки могут существенно изменяться вплоть до смены направления действия. Асимметричные моменты на больших углах атаки могут стать причиной сваливания самолета.
Одним из характерных последствий срыва потока с поверхности летательного аппарата, а также причиной, ограничивающей маневренность самолетов на средних и больших углах атаки, является возникновение аэродинамической тряски, то есть вибрации конструкции под действием нестационарных аэродинамических нагрузок. Изменение аэродинамических нагрузок вызывается отделением вихрей от поверхности крыла, разрушением вихревых структур и
т.д. Обеспечение допустимого уровня аэродинамической тряски, который не ограничивает летчику пилотирование самолета во всей эксплуатационной области углов атаки, является важной научной задачей проектирования и создания маневренного самолета.
Освоение в последние годы авиацией больших углов атаки делает актуальной задачу управления отрывно-вихревой структурой обтекания маневренных самолетов с целью улучшения их аэродинамических характеристик.
Известные способы воздействия на отрывно-вихревую структуру обтекания самолетов можно разделить на следующие группы: локальной вариации геометрии самолета в окрестности зарождения вихревых жгутов, к которой относится выбор формы, размеров и положения наплывов крыла и органов стабилизации самолета (Курочкин Л.А., Калашников С.В., Кудрявцев Р.А., Онько-ва Л.Н., Песецкий В.А.), использование механизации крыла, а так же вихреге-нераторов, изменяющих в нужном направлении структуру обтекания самолета (Головатюк Г.И., Тетерюков Я.И., Brandon J.M., Cobleigh B.R., Croom M.A., Ericsson G.E., Tamrat B.E.); симметризации областей «взрывов» вихревых жгутов за счет выдува турбулентных струй (Вождаев Е.С., Головкин В.А., Головкин М.А., Горбань В.П., Ефремов А.А., Головкина Е.В., Сардановский С.Ю.); управление с помощью электрического разряда (Фомин В.М., Маслов А.А., За-нин Б.Ю., Козлов В.В., Сидоренко А.А., Фомичев В.П., Постников Б.В., Будов-ский А.Д.); акустическое управление отрывом (Горев В.Н., Жигулев С.В., За-нин Б.Ю., Каравосов Р.К., Козлов В.В., Маврин О.В., Попов С.А., Прозоров А.Г., Федоров Ф.В., Collins F.G., Zelenevitz J.); управление отрывом с помощью точечных источников возмущения (Занин Б.Ю., Козлов В.В., Зверков И.Д., Павленко А.М.).
Рисунок 1 – Компоновочная схема исследуемого самолета (корневые и концевые секции
носков крыла отклонены на разные углы)
В работе как способ управления отрывно-вихревой структурой обтекания самолетов на больших углах атаки рассматривается дифференциальная настройка углов отклонения секций носков крыла: малые углы отклонения концевых секций и большие - корневых (рисунок 1).
Данный способ в настоящее время не используется в силу недостаточной изученности, хотя на некоторых самолетах конструктивно предусмотрена возможность дифференциального отклонения секций носков крыла.
Исходя из выше сказанного, находим противоречие между возможностью управления отрывно-вихревой структурой обтекания самолетов на больших углах атаки за счет дифференциального отклонения секций носков крыла с целью улучшения их аэродинамических характеристик и нереализованностью данного способа в силу недостаточной изученности.
Данное противоречие определяет постановку научной задачи: провести комплексное исследование влияния дифференциального отклонения секций носков крыла на аэродинамические характеристики маневренного самолета на больших углах атаки.
Объект исследования – аэродинамические характеристики маневренного самолета.
Предмет исследования – аэродинамические характеристики маневренного самолета в различных конфигурациях секций носков крыла на больших углах атаки.
Цель исследования – предложить рекомендации по использованию дифференциального отклонения секций носков крыла исследуемого самолета для управления отрывно-вихревой структурой обтекания, позволяющие улучшить его маневренные характеристики.
Задачи исследования:
-
Проанализировать существующие способы управления отрывно-вихревой структурой обтекания самолетов.
-
Выбрать расчетный метод, позволяющий с высокой точностью определять значения аэродинамических сил и моментов, действующих на самолет на больших углах атаки. Исследовать применимость выбранного метода к расчету боковых асимметричных моментов в модельной задаче обтекания конуса под углом атаки.
-
Рассчитать и проанализировать полученные значения боковых асимметричных моментов, продольные и боковые аэродинамические характеристики маневренного самолета в реализованной и дифференциально-отклоненной конфигурациях секций носков крыла.
-
Оценить влияние предлагаемого способа управления отрывно-вихревой структурой обтекания самолета на его маневренные характеристики.
Научную новизну исследования составляют:
1. В вычислительном эксперименте с помощью вихреразрешающего расчетного метода исследован механизм влияния дифференциального отклонения секций носков крыла на боковую статическую устойчивость маневренного са-5
молета в широком диапазоне углов скольжения на больших углах атаки, а также на его продольные аэродинамические характеристики.
-
В вычислительном эксперименте с помощью вихреразрешающего расчетного метода исследован механизм влияния дифференциального отклонения секций носков крыла на значения асимметричных моментов крена и рыскания маневренного самолета на больших углах атаки.
-
В вычислительном эксперименте с помощью вихреразрешающего расчетного метода исследовано влияние дифференциального отклонения секций носков крыла на уровень и частотный спектр пульсаций отрывно-вихревой структуры обтекания маневренного самолета на больших углах атаки.
-
Определена возможность улучшения маневренных характеристик исследуемого самолета при использовании программы управления носками крыла с дифференциальным отклонением секций.
Научные результаты, выносимые на защиту:
-
Выявленные закономерности и механизм влияния дифференциального отклонения носков крыла на статическую устойчивость самолета по крену и рысканию на больших углах атаки, а также на его продольные аэродинамические характеристики.
-
Выявленные закономерности и механизм влияния дифференциального отклонения носков крыла на осредненные и пульсационные составляющие боковых асимметричных моментов маневренного самолета на больших углах атаки.
-
Программа управления носками крыла самолета, позволяющая улучшить его маневренные характеристики.
Теоретическое значение исследования:
-
Предложена методика комплексной оценки аэродинамических характеристик самолетов на больших углах атаки.
-
Выявлен механизм влияния дифференциального отклонения секций носков крыла на аэродинамические характеристики самолета.
-
Предложен подход к оценке аэродинамической асимметрии самолетов на больших углах атаки.
Практическая значимость исследования. Реализация предложенной программы управления носками крыла в вычислительном устройстве блока управления носками крыла системы автоматического управления самолетом Як-130 позволит увеличить допустимый угол атаки самолета и повысить его устойчивость при выполнении боевого маневрирования. Отработанная методика позволяет сократить количество летных экспериментов.
Основные методы исследования: численный эксперимент, анализ, методы статистической обработки результатов эксперимента.
Достоверность полученных результатов обосновывается использованием
хорошо отлаженного программного кода ANSYS Fluent, верификация которого осуществлялась сопоставлением получаемых в расчетах результатов с данными теории и экспериментов для ряда модельных и тестовых задач. Параметры расчетной схемы подбирались при проведении предварительных методических расчетов, результаты которых сравнивались с данными эксперимента.
Апробация результатов. Основные результаты работы докладывались и обсуждались на Международной молодежной научной конференции «ХХХIX Гагаринские чтения» (МАТИ, г. Москва, 2013); Всероссийской научно-практической конференции «Академические жуковские чтения» (ВУНЦ ВВС «ВВА», г. Воронеж, 2014); Международном авиационно-космическом научно-гуманитарном семинаре имени С.М. Белоцерковского (Научно-мемориальный музей Н.Е. Жуковского ЦАГИ, г. Москва, 2013, 2015).
Реализация результатов. Полученные в работе результаты:
использованы в отчетах НИР «Инвариант» и «Характеристики УБС», выполненных в ВУНЦ ВВС «ВВА»;
внедрены в учебный процесс подготовки инженеров по специальности «Техническая эксплуатация и восстановление боевых летательных аппаратов и двигателей» на кафедре аэродинамики и безопасности полета ВУНЦ ВВС «ВВА» (г. Воронеж).
Публикации. Основные результаты диссертации опубликованы в 11 печатных работах из них: 3 статьи в журналах из перечня, рекомендованного ВАК РФ.
Структура и объем диссертации.
Диссертация состоит: из введения, 4 глав, заключения и списка использованных источников. Список источников содержит 108 наименований, в том числе 74 отечественных и 34 зарубежных изданий. Объем работы составляет 115 страниц, в том числе 73 страницы машинописного текста, 79 рисунков, 4 таблицы.
Метод локальной вариации геометрии самолета в окрестности зарождения вихревых жгутов
Под большими будем понимать такие углы атаки, при которых на отдельных частях самолета возникают области отрыва потока, приводящие к качественному изменению картины обтекания и его аэродинамических характеристик.
Выход маневренного самолета на большие углы атаки сопровождается значительным изменением боковых моментных характеристик: резко уменьшается по абсолютной величине и меняют знак частные производные коэффициентов момента крена и рыскания самолета по углу скольжения {т\ и т). Наиболее неблагоприятным является изменение производной nfi, приводящее к потере путевой устойчивости самолета [63]. Уменьшение тру происходит по разным причинам. Одной из них является уменьшение эффективности вертикального оперения за счет увеличения его фактической стреловидности, а также затенения крылом и фюзеляжем. Также при скольжении на больших углах атаки дестабилизирующий момент рыскания создает боковая сила фюзеляжа, что объясняется смещением зоны отрыва на подветренную сторону, и консоли крыла, поскольку на них реализуются различные по величине продольные силы. Кроме того, на самолетах с крыльями, имеющими корневой наплыв, к этим факторам еще и добавляется неблагоприятное влияние вихрей. При определенном сочетании углов атаки и скольжения, формы наплыва, взаимного расположения крыла и вертикального оперения один из вихрей, генерируемый наплывом, смещается к вертикальному оперению и своим разряжением в ядре и боковыми скосами создает дестабилизирующую силу. В этом случае nft может поменять знак, т.е. самолет может потерять путевую статическую устойчивость. Срывы потока на крыле и горизонтальном оперении, а также затенение вертикального оперения при увеличении угла атаки так же уменьшают т\ . В работе [13] показана еще одна возможная причина потери поперечной и путевой статической устойчивости самолетов на больших углах атаки и наличии скольжения - взаимодействие вихревых структур, сходящих с поверхности фюзеляжа и крыла.
Современные маневренные самолеты имеют, как правило, удлиненные носовые части фюзеляжей. Экспериментальные исследования и летные испытания современных маневренных самолетов показывают, что вихри, образующиеся в носовой части фюзеляжа на больших углах атаки, существенно влияют на характеристики устойчивости компоновок [5, 39, 51, 87]. По природе они аналогичны вихрям, сходящим с корневых наплывов крыла, но в отличие от последних, их место отрыва не фиксировано. На малых углах атаки вихри практически симметричны, однако на больших углах атаки их интенсивность возрастает и симметрия нарушается даже при отсутствии скольжения. При скольжении места отрыва перемещаются по поверхности фюзеляжа, а из-за асимметрии течения разряжение на левой и правой сторонах фюзеляжа оказывается различным и появляется значительная дестабилизирующая сила. Кроме того, при изменении углов атаки и скольжения эти вихри, распространяясь вдоль фюзеляжа, ухудшают обтекание крыла и оперения.
Несимметричное отрывное обтекание самолета на больших углах атаки, может быть обусловлено также асимметризацией вихревых структур, сходящих с наплывов крыла [5, 37, 38] или несимметричным развитием отрыва потока с поверхности крыла [13]. Можно выделить два качественно различных типа несимметричного вихревого обтекания: возникновение несимметричного пространственного расположения вихревых жгутов, сходящих, в частности, с удлиненной носовой части фюзеляжа, и возникновение несимметричного разрушения вихрей над крылом или другими несущими поверхностями [5, 39, 40].
Предъявляемые в настоящее время к самолетам требования по устойчивости и управляемости на больших углах атаки обусловили проведение интенсивных исследований явлений, связанных с образованием асимметричных вихревых систем.
В работе [31 ] исследована вихревая система конической головной части модели фюзеляжа самолета на углах атаки 20 - 70 градусов при отсутствии скольжения и числах Рейнольдса ПО5 — 7"105. Определены условия, при которых существуют симметричная или несимметричная вихревые системы фюзеляжа. Показано, что симметричная вихревая система состоит из двух свободных вихревых жгутов, опирающихся на верхнюю поверхность носовой части фюзеляжа и идущих в сторону его хвостовой части. Несимметричная вихревая система имеет также два вихревых жгута, но один из них расположен ближе к поверхности фюзеляжа, а другой - дальше, при этом оба жгута незначительно отклонены от вертикальной плоскости симметрии фюзеляжа.
В работе [15] получено численное решение задачи об обтекании компоновки крыло-корпус малого удлинения, имеющей носовую часть в віще кругового конуса с треугольным крылом. Показано, что при отсутствии скольжения на углах атаки более 13 градусов обтекание становится несимметричным и появляется значительная боковая сила, что согласовалось с данными экспериментальных исследований тел вращения (в том числе и с оперением). Работа [16] посвящена получению для той же компоновки двух зеркально симметричных решений с равными по модулю и противоположными по знаку значениями боковой силы. Результаты расчетов показали, что на больших углах атаки поведение боковой силы при изменении угла скольжения имеет нелинейный характер. Кривые зависимости коэффициента боковой силы ст от угла скольжения Р приобрели вид петли, т.е. за 15 дача при У 4 имеет два решения. При углах атаки более 35 градусов обтекание сопровождалось несимметричным «взрывом» вихрей, сошедших с одной из кромок крыла.
Моделированию отрывного течения с образованием пары продольных вихрей расположенных симметрично или несимметрично в зависимости от параметров набегающего потока также посвящены работы [94, 110].
В работе [95] на основании продувок модели самолета F-111 в аэродинамической трубе показано, что индуцированный вихревой системой момент рыскания превосходит по своей величине управляющий момент при полном отклонении руля направления.
На рисунке 1.2 представлены зависимости коэффициента асимметричного момента рыскания т 0 самолета Су-21 от угла атаки а, восстановленные по результатам натурных летных испытаний [5]. Самолетом выполнялись режимы торможения при сохранении нормальной перегрузки, требуемой для выполнения горизонтального полета. Представлено два случая торможения с различным темпом увеличения угла атаки. В обоих случаях значительная аэродинамическая асимметрия по рысканию возникала в широком диапазоне углов атаки, также наблюдалось изменение направления действия асимметрии. Аналогичные результаты показали эксперименты с моделью самолета в аэродинамической трубе Т-105 [39].
На поверхности самолета любой аэродинамической компоновки существуют локальные зоны, малое изменение геометрии которых позволяет сильно повлиять на его структуру обтекания, а, следовательно, и на аэродинамические характеристики. Такими зонами являются области зарождения вихревых жгутов: носовая часть фюзеляжа самолета, места сочленения наплыва крыла с фюзеляжем, крыла и фюзеляжа, наплыва и крыла и др. [24].
Управление с помощью электрического разряда
Применение DNS ограниченно располагаемыми вычислительными ресурсами и высокой требовательностью к разностным схемам. Расчетная область должна быть достаточно протяженной для того чтобы вместить наибольшие масштабы турбулентного движения, а шаг интегрирования по времени должен быть порядка колмогоровского масштаба времени. Необходимо также применять такую раз 36 ностную сетку, которая позволит разрешать наименьшие вихри, с размерами порядка размера Колмогорове кого масштаба длины.
Перечисленные требования делают расчеты с использованием DNS трудно реализуемыми на практике за исключением малых чисел Рейнольдса и геометрически простых течений (в имеющихся реализациях число Рейнольдса составляет порядка 10 ) [97].
Статистика, полученная с помощью DNS\ используется для тестирования и калибровки полу эмпирических моделей турбулентности, развития методов управления турбулентными потоками, например, методов снижения сопротивления [98], исследования ламинарно-турбулентного перехода, а также понимания структуры и процессов турбулентного переноса [59, 97]. DNS часто рассматривается как дополнительный источник экспериментальных данных (например, таких характеристик течения как пульсации давления, завихренность и скорость диссипации турбулентной энергии) и применяется для визуализации мгновенных картин течения [27].
В расчетной практике наиболее оправданным является метод, основанный на решении осредненных уравнений Рейнольдса, в котором исходные уравнения осредняются по всему спектру пульсаций на достаточно большом интервале времени. В результате в осредненных уравнениях появляются неизвестные корреляции пульсирующих величин, без определения которых осредненные уравнения не могут быть решены (проблема замыкания). Для решения этой проблемы используются модели турбулентности, которые выражают неизвестные корреляции через известные осредненные значения.
Вопросы замыкания уравнений Рейнольдса решаются на различном уровне сложности [9, 74, 109]. Выбор модели турбулентности зависит от характера турбулентного течения, требуемой точности, доступных вычислительных ресурсов и временных затрат. Выбор подходящей модели турбулентности для решения конкретной задачи требует четких представления ее свойств и ограничений [27].
Однако данный подход не позволяет адекватно моделировать течение в случаях, когда суть явления составляют крупномасштабные вихревые структуры. Подобная ситуация имеет место при моделировании обтекания самолета на больших углах атаки.
Данного недостатка лишен метод моделирования крупных вихрей (LES) в котором численно воспроизводятся наиболее крупные вихревые структуры, соответствующие длинноволновой части инерционного интервала энергетического спектра. В нем осреднение характеристик турбулентного течения по времени, на котором базируются уравнения Рейнольдса, заменяется «фильтрацией» этих характеристик от коротковолновых неоднородностей, а для расчета остаточных напряжений используются подсеточные модели турбулентности. Однако LES требует несопоставимо больших вычислительных ресурсов чем RANS и в настоящее время для расчета аэродинамических характеристик самолетов не используется.
Достаточно эффективным средством решения задач с крупномасштабными вихревыми структурами является применение гибридных RANS-LES подходов, одним из которых является метод моделирования отсоединенных вихрей (Detached Eddy Simulation, DES) [57].
Метод отсоединённых вихрей - это численное решение трёхмерных нестационарных уравнений с использованием единой модели турбулентности, которая действует как подсеточная модель в областях с высоким сеточным разрешением и как модель RANS в областях, где сеточное разрешение недостаточно [53, 68, 78].
В области пристеночного пограничного слоя DES функционирует в режиме уравнений Рейнольдса, а в области отрыва потока переходит в LES. При этом достигается сочетание лучших качеств обоих подходов - высокая точность и экономичность уравнений Рейнольдса в области присоединенного пограничного слоя и универсальность метода моделирования крупных вихрей в отрывной зоне.
На рисунке 2.4 показаны результаты расчета обтекания самолета F-15 при угле атаки 65 градусов, полученные с помощью RANS и DES на основе модели турбулентности SA на трех сетках с различным количеством ячеек [85]. Видно, что на самой мелкой из них (6 млн. ячеек) погрешность расчета интегральных аэродинамических характеристик самолета DES SA оказалась меньше 6 %, в то время как погрешность расчета этих характеристик в рамках RANS SA на этой же сетке превышает 10 %.
На рисунке 2.5 представлены построенные по результатам расчетов RANS и DES методами на основе модели турбулентности SST значения частной производной коэффициента момента крена по углу скольжения т и частной производной коэффициента момента рыскания по углу скольжения иг маневренного самолета в зависимости от угла атаки в сравнении с экспериментом [34, 35, 36]. Из рисунка видно, что DES обеспечил лучшее совпадение с экспериментом, особенно на больших углах атаки.
Расчет обтекания конуса установленного под углом атаки методом моделирования отсоединенных вихрей
Полученные в расчетах зависимости коэффициентов момента крена тх и рыскания т самолета от угла скольжения р для углов атаки а 26, 28, 30 и 34 градусов представлены на рисунке 3.12. Анализ рисунка 3.12 показывает, что с увеличением угла атаки самолета в конфигурации А уменьшается не только степень его поперечной и путевой статической устойчивости (производные т\ и т\ ), но и значения углов скольжения на которых она сохраняется. На рисунке 3.13 в виде диапазона представлены значения углов скольжения самолета, на которых он сохраняет поперечную и путевую статическую устойчивость Р по углу скольжения, для диапазона углов атаки 26 - 34 градусов. Из рисунка видно, что при а 28 дифференциальное отклонение секций носков крыла в конфигурацию Б позволяет увеличить значения Р самолета по крену до двух градусов, а по — рысканию до одного. При этом, для данных углов атаки, в соответствии с рисунком 3.14, на котором представлены зависимости частных производных коэффициентов боковых моментов по углу скольжения от угла атаки (при Р 6), отклонение носков крыла в конфигурацию Б приводит к повышению степени путевой статической устойчивости самолета \щ\ и уменьшению поперечной \щ\. Значение угла атаки, при котором степень поперечной статической устойчивости самолета по углу скольжения остается отрицательной уменьшается на 3 градуса, а путевой - увеличивается на 1
Поскольку при малых значениях углов скольжения основная доля момента крена и рыскания самолета создается поперечными силами, действующими на его корпус, крыло и оперение [6], то с целью наиболее полного понимания аэродинамического механизма влияния дифференциального отклонения секций носков крыла на его поперечную и путевую статическую устойчивость представим коэффициенты момента крена m и рыскания m самолета в виде суммы: (3.2) (3.3) " J к T " JI кр T " y BO" где m , WXBO и тхто составляющие момента крена самолета от консолей крыла, вертикального и горизонтального оперений, т т и m во - составляющие момента рыскания самолета от корпуса, консолей крыла и вертикального оперения. Появление составляющих тх и тх го обуславливается разным характером обтекания правой и левой боковых кромок крыла и горизонтального оперения, которые при скольжении становятся передней и задней по отношению к составляющей скорости Fm sin р, а также изменением при скольжении фактических углов стреловидности передних кромок их правой и левой консоли. Коэффициенты тхВО и т во — поперечной силой вертикального оперения, возникающей при скольжении, действующей на линии, расположенной выше центра масс самолета. Составляющая т обязана своим появлением поперечной силе корпуса. Коэффициент т возникает за счет того, что при скольжении самолета на консолях его крыла возникают различные по величине силы лобового сопротивления [6]. Будем полагать, что в рассматриваемом диапазоне углов атаки отклонение носков крыла в конфигурацию Б не оказывает влияние на изменение тх го и т
На рисунке 3.15 показаны зависимости тх, т (черный цвет), m , га (красный цвет), тхВО и т во (синий цвет) самолета от угла скольжения для а 26, 30 и 34 градусов. Отклонение носков крыла самолета в конфигурацию Б при скольжении за счет фиксации отрыва по передней кромке концевых секций крыла позволяет стабилизировать положение корневых вихрей (оттянуть наветренный корневой вихрь от вертикального оперения), и тем самым увеличить значения производных т\ во и nft во для всех значений углов атаки, что видно из рисунков 3.16, 3.17а и 3.17в. Представленные на рисунке 3.17 мгновенные поля давлений в сечении самолета, соответствуют осредненному значению коэффициентов боковых моментов.
Зависимости коэффициентов боковых моментов вертикального оперения и консолей крыла самолета в различных конфигурациях отклонения секций носков крыла от угла скольжения Рисунок 3.16 - Зависимости коэффициентов боковых моментов вертикального оперения самолета в различных конфигурациях отклонения секций носков крыла от угла скольжения
Однако, при а = 26 в конфигурации Б угол р самолета, при котором производные т\ во и Шу во сохраняют знак, уменьшается до 10 градусов, поскольку при больших значениях углов скольжения его вертикальное оперение попадает в зону вихревого следа, образующуюся в результате взаимодействия наветренного корневого вихря с потоком, сорвавшимся с передней кромки концевой секции наветренной консоли крыла, что видно из рисунка 3.176.
При а = 30 производные т во и mt во самолета в конфигурации Б сохраняют знак до углов Р равных 7 и 7,5 градусам соответственно, т.е. до больших значений, чем в конфигурации А, по причине более стабішьного положения наветренного корневого вихря, рисунок 3.17в, что благоприятно сказывается на боковой устойчивости самолета.
При а = 34 самолет становится статически неустойчивым как в путевом, так и в поперечном каналах, вследствие полной потери эффективности вертикального оперения, что видно из рисунка 3.17г.
Продольные аэродинамические характеристики маневренного самолета в различных конфигурациях отклонения секций носков крыла
Дифференциальное отклонение секций носков крыла на другие углы, по-иному повлияет на отрывно-вихревую структуру обтекания самолета и требует дополнительных исследований, которые могут быть проведены по методике, представленной на рисунке 3.26.
Методика комплексной оценки аэродинамических характеристик самолета на больших углах атаки включает в себя: Расчет аэродинамических характеристик самолета с помощью вихрераз-решающего расчетного метода (DES, метод адаптируемых масштабов (Scale-Adaptive Simulation, SAS) [84], зонный LES-RANS [78] и др.). Данный этап включает: построение расчетной модели самолета, построение расчетной сетки, исследования сеточной сходимости, сходимости по шагу расчета и потребному количеству итераций, верификацию расчетной модели на требуемых режимах и, непосредственно, расчет аэродинамических характеристик самолета. По окончанию этапа формируется банк аэродинамических характеристик самолета. Оценка изменения аэродинамической асимметрии, боковых и продольных аэродинамических характеристик самолета. Данный этап включает: построение зависимостей осредненных и пульсационных значений коэффициентов асимметричных боковых моментов [т т _, тх0\ ту0} вейвлет-анализ спектров колебаний асимметричных боковых моментов, построение зависимостей с (а), сто(а), т2(а), га (а), ш(а), диапазонов значений углов скольжения самолета на которых он сохраняет поперечную и путевую статическую устойчивость (Ру„) от угла атаки, а также их сопоставление при различных углах отклонения секций носков крыла и анализ изменения.
Для каждого значения угла атаки самолета зависимости тх(р) и m (р) представляются в следующем виде: my=m$ + my0+my0 . (3.4) (3.5) где производные ml и m\ определяют степень поперечной и путевой статической устойчивости самолета, тх0 и т 0 — аэродинамическую асимметрию самолета, тх0 и т - интенсивность воздействия отрывно-вихревой структуры обтекания на поверхность самолета. Для понимания механизма изменения аэродинамических характеристик самолета возможно выделение аэродинамических сил и моментов самолета от его отдельных частей (консолей крыла, вертикального и горизонтального оперений, корпуса). Расчет аэродинамических характеристик самолета с помощью вихреразрешаюшего расчетного метода (DES, SAS, зонный LES-RANS) Банк аэродинамических характеристик Асимметричные боковые моменты т.0, /й10, тл\ т в ейв лет-анализ Продольные аэродинамические характеристики Боковые аэродинамические характеристики mt тЬ К, тх=т$ + тл + та т = тЪ + туй + mv0 Программа управления отрывно-вихревой структурой обтекания самолета
Таким образом, в данной главе произведен расчет и сопоставление осред-ненных и пульсационных значений коэффициентов асимметричных боковых моментов самолета в различных конфигурациях передней кромки крыла, а также его продольных и боковых аэродинамических характеристик в диапазоне углов атаки 26 - 34 градусов.
Дифференциальное отклонение секций носков в предлагаемую конфигурацию обеспечивает симметризацию отрывно-вихревой структуры обтекания, а также уменьшение уровня пульсаций (уменьшение амплитуды низкочастотных составляющих) статического давлення на консолях крыла самолета и смещение его уровня на большие углы атаки.
С целью выявления аэродинамического механизма влияния дифференциального отклонения секций носков крыла самолета на его поперечную и путевую статическую устойчивость построены зависимости составляющих коэффициентов боковых моментов от консолей крыла, концевых секций консолей крыла и вертикального оперения. Так же были построены и проанализированы поля давлений и скоростей в сечениях самолета и на его поверхности.
Анализ полученных зависимостей показывает, что для исследуемого самолета целесообразно использование предлагаемой конфигурации (конфигурации Б) отклонения носков крыла на углах атаки 28 - 30 градусов, что позволяет: увеличить wft самолета и значения углов скольжения, на которых самолет сохраняет поперечную и путевую статическую устойчивость, уменьшить осредненные и пульсационные значення коэффициентов ассиметричных боковых моментов. При этом отклонение носков крыла самолета в конфигурацию Б приводит к уменьшению аэродинамического качества, «выполаживанию» зависимости шДа) и уменьшению т\ самолета.
Предложена методика комплексной оценки аэродинамических характеристик самолетов на больших углах атаки.
Потребные аэродинамические характеристики маневренного самолета на различных режимах полета обеспечиваются выбранной программой управления носками крыла, формируемой на основе их комплексной оценки по предложенной методике. 4 Оценка изменения маневренных характеристик самолета при использовании программы управления носками крыла с дифференциальным отклонением секций
Анализ воздушных боев истребителей четвертого поколения [7, 43, 61, 65] показывает, что, несмотря на повышение возможностей по поражению целей за пределами визуальной видимости, вероятность возникновения ближнего боя по-прежнему высока. В условиях, когда противник не предпринимал действий по уклонению от воздушного боя, большая часть воздушных боев, начатых на большой дальности, заканчивались ближним боем. Подавление систем обнаружения и управления оружием в сложных условиях воздушной обстановки, сохранение основных принципиальных недостатков системы опознавания значительно снижает вероятность успешных действий в дальнем бою. Прогноз роли и места дальнего воздушного боя связан с оценкой влияния такого фактора, как развитие технологий, позволяющих значительно снизить заметность самолета. Появление малозаметных истребителей делает весьма проблематичным вопрос обнаружения противника бортовыми средствами и применения оружия на больших дальностях и способно увеличить удельный вес боев, проводимых на дальности визуальной видимости.
Современный ближний воздушный бой характеризуется сокращением пространства маневрирования при расширении границ возможного применения оружия по дальности, курсовым углам и перегрузкам, сокращением средней скорости, возрастанием угловых скоростей взаимного перемещения и маневрирования истребителей, сокращением времени от завязки боя до применения оружия и средней продолжительности ведения боя. В ближнем бою на первый план помимо своевременного обнаружения противника и подготовки летчика выходят маневренные характеристики самолета.
Маневренные характеристики являются доминирующим фактором, определяющим боевые возможности самолетов-истребителей [58]. Возможности самолетов по созданию располагаемой перегрузки на малых скоростях ограничены величиной допустимого значения коэффициента подъемной силы (допустимым углом атаки).