Содержание к диссертации
Введение
ГЛАВА 1. Асимптотические методы в теории отрывных и вихревых течений 28
1.1. Отрывное обтекание крыльев малого удлинения дозвуковым потоком сжимаемого газа 28
1.2. Асимптотическое решение задачи об отрывном обтекании треугольного крыла под малым углом атаки 43
1.2.1. Постановка задачи. 45
1.2.2. Построение асимптотического решения задачи. 47
1.2.3. Обсуждение результатов. 54
1.3. Отрывное обтекание крыльев конечного удлинения с наплывом потоком сжимаемого газа 56
1.4. Асимптотическое решение задачи об обтекании идеальной жидкостью вершин тел и крыльев 68
1.5. Асимптотическое решение задачи об отрывном обтекании угловой точки крыла 78
1.6. Отрывное обтекание компоновки крыло - корпус 82
1.7. Безударный вход потока на переднюю кромку крыла с отклоняемым носком 85
1.8. Отрывное обтекание тел с локальными вихревыми пеленами 94
1.9. О реализации подсасывающей силы при обтекании тонких крыльев при больших числах Рейнольдса 100
ЇЛО. О локальной сходимости решения в методе дискретных вихрей. 109
ЗАКЛЮЧЕНИЕ 123
ГЛАВА 2. Панельные методы в теории отрывных и вихревых течений 125
2.1 Описание панельного метода расчета отрывного обтекания летательного аппарата дозвуковым потоком газа 125
2.2. Приложения панельных методов к исследованию аэродинамики летательного аппарата 136
2.2Л. Расчет отрывного обтекания крыла и системы крыло-фюзеляж дозвуковым потоком газа 136
2.2.2. Влияние стреловидности консоли на аэродинамические характеристики крыла с наплывом при отрывном обтекании 139
2.2.3. Аэродинамическое взаимодействие близко летящих самолетов 143
ЗАКЛЮЧЕНИЕ 152
ГЛАВА 3. Экспериментальные и теоретические исследования структуры и динамики вихря в следе за самолетом 154
3.1. Экспериментальное исследование структуры вихря в следе за
моделью механизированного крыла в АДТ Т-124 ЦАГИ 154
3.1.1. Введение. 154
3.1.2. Аэродинамическая труба 155
3.1.3. Описание модели крыла 156
3.1.4. Методика измерения компонент вектора скорости и давления 157
3.1.5. Технология проведения эксперимента 160
3.1.6. Результаты измерений 160
3.1.7. Анализ результатов 168
3.2, Методы теории размерностей и подобия в задаче о структуре вихря следа за летательным аппаратом 171
3.2.1. Структура вихря. 172
3.2.2. Турбулентное ядро. 173
3.2.3. Внешняя невязкая зона вихря. 180
3.3. Инженерная модель турбулентной диффузии вихря 181
ЗАКЛЮЧЕНИЕ 185
ГЛАВА 4. Экспериментальные и теоретические исследования дифракции вихря на препятствии 186
4.1. Экспериментальное и теоретическое исследование взаимодействия вихря с моделью крыла в АДТ Т-124 ЦАГИ 186
4.1.1. Экспериментальное оборудование и методика эксперимента. 187
4.1.2. Численный метод. 192 4 Л .3. Обсуждение применимости модели замороженного поля. 195
4.2. Экспериментальное и теоретическое исследование взаимодействия вихря с моделью самолета в АДТ DNW (Голландия) 199
4.2.1. Введение 200
4.2.2. Описание численных методов. 202
4.2.2.1. Метод вихревой решетки (ЦАГИ, код VORTLAT) 202
4.2.2.2. Метод вихревой решетки (ВВИА им. Н.Е.Жуковского, код AIR WAKE) 203
4.2.2.3. Панельный метод (ЦАГИ, код VORTPAN) 203
4.2.2.4. Модифицированный метод полос (ЦАГИ, код VORTSEC) 205
4.2.2.5. Теория полос (ONERA Salon-de-Provence, код STRIP-O) 206
4.2.2.6. Панельный метод (NLR, код PDAERO) 215
4.2.3. Описание вычислительной процедуры 215
4.2.3.1. Случай невозмущенного потока 215
4.2.3.2. Случай возмущенного потока 2 \ 6
4.2.3.3. Силы имоменты 219
4.2.3.4. Давление 225
4.2.4. Обсуждение результатов 225
4.2.4.1. Силы и моменты 225
4.2.4.2. Давление в сечении крыла 227
4.2.5. Выводы 227
4.3. Численное исследование нестационарного взаимодействия вихря с движущимся профилем с помощью решения уравнений Эйлера 228
4.3.1. Введение 229
4.3.2. Постановка задачи. 230
4.3.3. Численный метод. 232
4.3.4. Результаты расчетов. 233
4.3.5. Обсуждение результатов. 240
4.4. Оценка качества гипотезы «замороженыости» вихря в задаче о
стационарном и нестационарном взаимодействии вихря и самолета 241
ЗАКЛЮЧЕНИЕ
ГЛАВА 5. Математическая модель вихревого следа за самолетом в однородной и изотропной турбулентной атмосфере 243
5.1. Введение 243
5.2. Модель вихревого следа за самолетом 245
5.3. Модели турбулентности 247
5.3.1. Алгебраическая модель 247
5.3.2. Модифицированная k-є модель турбулентности 250
5.4.. Начальные условия 251
5.4.1. Поле скоростей в вихре следа . 251
5.4.2. Турбулентное поле атмосферы 252
5.4,3, Полные начальные условия 253
5.5. Численный метод 254
5.6. Тестирование метода 255
5.6.1. Эксперименты в аэродинамических трубах (АДТ) 255
5.6.2. Летный эксперимент (В757) 260
5.7. Потеря циркуляции в вихре следа 262
ЗАКЛЮЧЕНИЕ 265
ГЛАВА 6. Математическая модель вихревого следа за самолетом в пограничном слое атмосферы . 267
6.1. Введение. 267
6.1.1. Модель приземного слоя атмосферы 268
6.1.2. Модель формирования двухвихревой (или многовихревой) системы следа за самолетом 269
6.1.3. Модель затухания вихря в турбулентной атмосфере 270
6.1.4. Модель динамики следа 271
6.2. Математическая модель приземного слоя атмосферы. 273
6.2.1. Классификация состояний приземного слоя атмосферы 274
6.2.2. Профили ветра и температуры 276
6.2.3. Турбулентная энергия и скорость диссипации турбулентной энергии. 280
6.3. Математическая модель эволюции вихревого следа за ЛА в
приземном слое атмосферы. 286
6.3.1. Начальные условия. Формирование двухвихревой системы.286
6.3.2. Методы расчета эволюции следа (методы CFD, метод дискретных вихрей, интерполяционные методы). «Отскок» вихря. 288
6.2.3.1. Методы вычислительной аэродинамики 289
6.2.3.2. Метод дискретных вихрей 289
6.2.3.3. Интерполяционные методы 292
6.3.3. Приложения математической модели следа 294
6.3.3.1. Ваза данных по вихревым следам. 294
6.3.3.2. Задача оценки безопасных расстояний между самолетами при заходе на посадку. 297
Выводы. 306
Литература
- Асимптотическое решение задачи об отрывном обтекании треугольного крыла под малым углом атаки
- Приложения панельных методов к исследованию аэродинамики летательного аппарата
- Методика измерения компонент вектора скорости и давления
- Метод вихревой решетки (ВВИА им. Н.Е.Жуковского, код AIR WAKE)
Введение к работе
При полете в атмосфере самолет создает вихревой след, который представляет опасность для других летательных аппаратов. При взлете и посадке именно ограничение по вихревому следу определяет величину безопасной дистанции между самолетами. Уменьшение этой дистанции увеличивает пропускную способность аэропорта, но при этом должна быть гарантирована полная безопасность полета. В настоящее время имеются рекомендации ИКАО (матрица ИКАО, указывающая величину безопасной дистанции в зависимости от классов самолетов), которые аккумулируют весь опыт авиации и гарантируют безопасные взлет и посадку самолета. Однако диспетчер аэропорта часто руководствуется собственным опытом, а не рекомендациями ИКАО, уменьшая величину безопасной дистанции. Как указано в обобщающей статье [Gerz Т., Holzaephel F., Darracq D., 2001], все летные происшествия, связанные с попаданием в след, происходили при посадке по указаниям диспетчера. Поэтому очень важно иметь достаточно надежную математическую модель, позволяющую оценить безопасную дистанцию между самолетами в зависимости от конкретного типа самолетов и погодных условий (расширенная матрица безопасных дистанций). Такая математическая модель должна содержать решение четырех крупных проблем: проблемы первого самолета (генератора следа), проблемы второго самолета (взаимодействие самолета с вихрем следа), проблемы описания приземного слоя атмосферы и проблемы разрушения вихревого следа. Как указано в той же статье [Gerz Т., Holzaephel F., Darracq D., 2001], анализ экспериментальных данных указывает на то, что процесс разрушения следа происходит в две стадии: на первой стадии имеет место процесс медленной турбулентной диффузии, а на второй - быстрое разрушение следа. Математическая модель разрушения следа обязательно должна описывать обе фазы, так как игнорирование второй стадии приводит к чрезмерно завышенной оценке безопасной дистанции и непригодности математической модели к практическому использованию.
Следует отметить, что все предшествующие настоящей работе математические модели следа не являются полными, то есть не решают все четыре блока проблем в едином комплексе. Из имеющихся в настоящее время математических моделей следа следует отметить следующие модели.
Модель NASA (Proctor F.H., Shen S., Ding F., Han J., Lin Y.-L., Arya S.P.). В данной модели приземный слой турбулентной атмосферы и эволюция вихревого следа моделируется с помощью 3D LES (Large Eddy Simulation -моделирования больших вихрей), при этом автоматически описываются обе фазы разрушения следа. Проблема первого самолета решается здесь с помощью инженерной модели, которая задает начальное условие для задачи эволюции вихревого следа. Эта инженерная модель требует привлечения экспериментальных данных, имеющихся в NASA (лидар), но недоступных российским исследователям. Проблема второго самолета в данной модели не рассматривается.
Модель ВВИА им. Н.Е. Жуковского (Белоцерковский СМ., Кибардин ЮА, Желанников А.И., Иванов П.Е.). Большой вклад в совершенствование и развитие данной модели внес также Гиневский А.С. (НАГИ). Данная модель использует метод дискретных вихрей (МДВ) как для решения проблемы первого самолета, так и для решения проблемы второго самолета, а также эволюции вихревого следа. Модель приземного слоя атмосферы здесь представлена единственным параметром - числом Ричардсона, которое задает темп турбулентной диффузии вихря. Профиль ветра задается упрощенно - постоянным по высоте. Вторая стадия разрушения вихря не рассматривалась. В настоящей работе в модель ВВИА им. Н.Е. Жуковского внесены дополнения, которые позволяют использовать реальные градиентные профили ветра с учетом их зависимости от числа Ричардсона и описать явление «отскока» вихря от поверхности земли.
Модель ЦАГИ (Вышинский В.В., Гайфуллин AM.). В.В. Вышинским проблема первого самолета решалась с помощью 3-мерных уравнений Эйлера (3D Euler), ближний след - с помощью 3D LES, дальний след (только в стадии турбулентной диффузии) - с помощью 2D RANS (Reynolds Averaged Navier-Stokes equations - осредненных по Рейнольдсу уравнений Навье-Стокса) с использованием предложенной В. В. Вышинским модифицированной q-(f) модели турбулентности. Вторая стадия разрушения вихря В.В. Вышинским не рассматривалась. В работах A.M. Гайфуллина проблема первого самолета решалась с помощью методов, заимствованных у других авторов, в том числе и из настоящей работы. Ближний след моделировался с помощью 2D RANS с использованием q-d) модели турбулентности, дальний след с помощью 2D RANS с модифицированной моделью турбулентности Дональдсона. В качестве модели приземного слоя атмосферы использовалась модель из настоящей работы. Модель A.M. Гайфуллина дополнительно учитьшала влияние струй двигателя. Вторая стадия разрушения вихря и проблема второго самолета не рассматривались.
Из экспериментальных работ следует отметить уникальный комплекс летных экспериментов (термоанемометрия и стереофотограммометрия следа за самолетами Ту-124, Л-39 с одновременными измерениями метеорологических параметров атмосферы), проведенных в ЛИИ (Замятин АН.).
В настоящей работе решена проблема уменьшения безопасной дистанции между самолетами на этапах взлета и посадки на основе создания численных методов и математических моделей спутных следов и их воздействия на самолет. Предложенный комплекс программ содержит решение всех четырех блоков задач: проблемы первого самолета, проблемы второго самолета, проблемы описания приземного слоя атмосферы и собственно проблемы разрушения вихря в турбулентной атмосфере с учетом двух фаз разрушения следа. В настоящей работе проблема первого и второго самолетов решалась с помощью панельного метода (Г.Г. Судаков, А.В. Воеводин), математическая модель приземного слоя турбулентной атмосферы базируется на теории Монина-Обухова и исследованиях
Института Экспериментальной Метеорологии (г. Обнинск), ближний и дальний след моделируется с помощью 2D RANS и двух моделей турбулентности (алгебраической и модифицированной k-Z модели), предложенных автором. В дополнение к этому блоку в диссертации предложена также модификация МДВ для расчета характеристик дальнего следа и описания явления «отскока» вихря от поверхности земли путем включения в модель ВВИА им. Н.Н. Жуковского модели приземного слоя атмосферы.
Актуальность работы определяется необходимостью исследования поведения спутных следов за самолетами и их воздействия на другие самолеты на этапах взлета и посадки для увеличения пропускной способности крупных аэропортов при сохранении необходимого уровня безопасности полетов.
Общая методика выполнения исследований диктуется уровнем знания на сегодняшний день отдельных деталей общего процесса разрушения следа, поэтому в качестве инструмента исследования были использованы:
аналитические методы (асимптотический анализ, теория размерностей и подобия)
численные методы (инженерные, метод дискретных вихрей, панельные методы, сеточные методы вычислительной аэродинамики)
эксперименты в АДТ (ЦАГИ, NLR, DASA)
летный эксперимент (ЛИИ, NASA).
Научная новизна работы заключается в разработке новых численных методов и математических моделей вихревых следов и их воздействия на самолеты на основе предложенной автором физической модели разрушения следа в приземном слое турбулентной атмосферы.
Автор защищает следующие результаты:
численные методы и математические модели распространения вихревых следов за самолетами в условиях неоднородной атмосферы и с учетом близости земли
численные методы и математические модели воздействия спутных следов на самолеты на взлетно-посадочных режимах
результаты исследования характеристик вихревых следов за конкретными воздушными судами в условиях неоднородной атмосферы и с учетом близости земли
результаты исследования аэродинамических характеристик конкретных воздушных судов на этапах взлета и посадки при воздействии спутных следов.
Практическая ценность и реализация работы состоит в создании на основе разработанных методов и математических моделей комплекса программ для исследования характеристик спутных следов и аэродинамики самолетов при воздействии спутных следов, а также в исследовании
аэродинамических характеристик конкретных воздушных судов, в том числе и с выпущенной механизацией, в условиях воздействия спутных следов Предложенный комплекс программ сделал возможным построить расширенную матрицу безопасных дистанций, учитывающую конкретный тип самолетов (а не класс, как в матрице ИКАО) и погодные условия (скорость ветра, уровень турбулентности или число Ричардсона). Знание расширенной матрицы безопасных дистанций позволяет повысить пропускную способность аэропорта и обеспечить безопасность полета.
Результаты исследований нашли отражение при проведении научно-исследовательских работ в ЦАГИ им. Н.Е.Жуковского (контракт с Эрбас Индастри 1998-99 "Исследование вихревого следа за самолетом АЗХХ"); при вьшолнении проектов МНТЦ: #201-95 ("Исследование эволюции вихревого следа за самолетом и вопросы безопасности полета"), #1018-98 ("Безопасность полета, вихревой след самолета и пропускная способность аэропорта"), #2086-01 ("Проблема спутной турбулентности в коридоре захода на посадку аэропорта Франкфурта на Майне"), при участии в европейском проекте WAVENC ВЕ976-4112-97 «Эволюция вихревого следа и попадание в вихревой след»; при вьшолнении проекта по программе ИНТАС: #0632-99 ("Влияние масштаба и уровня внешней турбулентности на характеристики следа за самолетом при малых скоростях полета").
Результаты исследований нашли отражение при проведении научно-исследовательских работ в ЛИИ им. М.М. Громова, в учебных процессах МФТИ и ВВИАим Н.Е. Жуковского.
Апробация работы. Разработанные методы доведены до практической реализации и имеют высокую степень верификации по результатам экспериментов в аэродинамических трубах, летных экспериментов, а также сравнения с данными других авторов. Результаты проведенных исследований позволили сделать ряд качественных выводов, расширяющих представление об общих закономерностях вихревых и отрывных течений. Основные результаты проведенных автором исследований содержатся в 40 статьях, опубликованных в российских научных изданиях и за рубежом, а также докладывались на научно-технических конференциях, в том числе, на XX авиационном Конгрессе 1CAS 1996 г., Международном авиационном Конгрессе в Лос-Анджелесе (1996), XVI Конференции AIAA по прикладной аэродинамике 1997 г., Международных конференциях «Авиационные технологии 2000» IV (1997), V (1999) в г. Жуковском, Euromech Colloquium 384 (Dynamics of Steady and Unsteady separated Flows, 1998), Euromech Colloquium 433 (Dynamics of Trailing Vortices, Aachen, Germany, 2002), Пятом съезде по теоретической и прикладной механике 1981 г., международном авиационно-космическом семинаре им. СМ. Белоцерковского (Москва, 2004) и др.
Данная диссертация была выполнена при финансовой поддержке МНТЦ (Проекты № 201-95, 1018-98, 2086р-01) и ИНТАС (Проект #0632-99).
Объем работы. Диссертация состоит из введения, шести глав, списка литературы, включающего 198 наименований, и содержит 152 рисунка. Общий объем диссертации составляет 326 страниц.
Структура работы. Первые три главы диссертации посвящены проблеме первого самолета (Глава 1 - приложению асимптотического анализа к исследованию вихревых структур в окрестности крьша и локальной сходимости решения в методе дискретных вихрей, Глава 2 — описанию панельного численного метода, который использует результаты Главы 1, Глава 3 - описанию экспериментальных исследований и анализу вихревых структур в ближнем следе за крылом), Глава 4 - проблеме второго самолета (экспериментальные и расчетные исследования), Глава 5 - описанию математической модели эволюции следа вдали от земли, Глава 6 - описанию модели приземного слоя турбулентной атмосферы, математической модели эволюции следа вблизи земли, а также описанию приложений модели следа к конкретным задачам.
Асимптотическое решение задачи об отрывном обтекании треугольного крыла под малым углом атаки
В данном параграфе методом сращиваемых асимптотических разложений исследуется задача об отрывном обтекании треугольного крыла малого удлинения Х = о{\) под углом атаки а = о(Х). Показано, что область отрыва в отличие от случая обтекания прямоугольного крыла имеет сложную многослойную структуру с разными масштабами по направлениям вдоль поверхности крыла и перпендикулярно к ней. Установлены законы подобия для интенсивности отрыва и приращения коэффициента нормальной силы, обусловленной наличием вихревой пелены.
При обтекании крыльев малого удлинения вклад в коэффициент нормальной силы крыла, обусловленный наличием вихревой пелены, составляет до 50%, а сама вихревая пелена занимает значительные области над верхней поверхностью крыла. Несколько иначе обстоит дело при обтекании крыльев умеренного удлинения, где для практически встречающихся углов атаки вихревая пелена локализуется в окрестности острых передних или боковых кромок, а соответствующий вклад в аэродинамические характеристики крыла, обусловленный вихрями, можно рассматривать как поправку к характеристикам, полученным по линейной теории безотрывного обтекания. Таким образом, для построения теоретической схемы отрыва в этом случае уместно использовать асимптотический подход, когда угол атаки стремится к нулю. При этом поле течения разбивается на две характерные области: область внешнего безотрывного обтекания, где справедлива линейная теория, и область отрыва в окрестности острых передних кромок, при приближении к которой во внешнем решении появляются характерные сингулярности. Асимптотический анализ внутренней области (области отрыва) позволяет ликвидировать указанную выше сингулярность и получить соответствующие поправки к линейной теории.
Такая процедура была осуществлена для случая прямоугольного крыла как при дозвуковом [Никольский А.А., 1970], так и при сверхзвуковом [Никольский А.А., 1972] обтекании.
Однако в случае скользящей передней кромки крыла асимптотический анализ области отрыва оказывается весьма затруднительным из-за наличия немалой составляющей скорости, перпендикулярной к кромке. Область отрыва при этом в отличие от случая прямоугольного крыла имеет сложную многослойную структуру с разными масштабами по направлениям вдоль поверхности крыла и перпендикулярно к ней. Естественно начать анализ таких течений с задачи об отрывном обтекании треугольного крыла малого удлинения Л = o(l) в приближении а/Л = oil) . На примере этой задачи в данной работе выясняются характерные размеры области отрыва, устанавливаются законы подобия для AcN (приращение коэффициента нормальной силы, обусловленной отрывом), интенсивности отрыва и других характеристик, получены уравнения, описывающие вихревую пелену в различных областях.
Показано, что, несмотря на то, что течение в области отрыва в случае треугольного крыла резко отличается от структуры течения в случае прямоугольного крыла, для приращения коэффициента нормальной силы, обусловленной наличием вихревой пелены, имеет место один и тот же закон подобия AcN афЛ]1ъ. Этот факт дает основание предположить, что указанный выше закон подобия является универсальным.
Рассмотрим стационарное обтекание треугольного крыла с углом при вершине 29. На крыло набегает поток газа со скоростью нчна бесконечности под углом атаки а. Введем прямоугольную декартову систему координат с началом в вершине крыла, осью х, направленной вдоль линии симметрии на поверхности крыла, осью у перпендикулярно поверхности и осью z перпендикулярно осям х и у. Пусть далее в = o(l), а а/в = о(І). Тогда справедлива теория удлиненных тел Мунка-Джонса-Уорда [Ward G.N., 1955], которая сводит трехмерную стационарную задачу к двумерной нестационарной задаче об отрывном обтекании равномерно (по времени г = х/иа) расширяющейся пластины потоком несжимаемой лсидкости со скоростью сшина бесконечности.
Приложения панельных методов к исследованию аэродинамики летательного аппарата
Ниже даны примеры расчетов обтекания ряда компоновок, демонстрирующие возможности метода и его точность.
На рис. 2.1 показана рассчитанная форма вихревой пелены при обтекании модели ЛА с учетом отрыва на всех кромках ПГО и безотрывном обтекании передних и боковых кромок крыла при угле атаки 15 и М„ = 0.
На рис. 2.2 приведены изобары при отрывном обтекании треугольного крыла нулевой толщины при угле атаки 20, числе tf O и угле стреловидности передней кромки крыла 70. Для сравнения здесь же изображены изобары, рассчитанные с использованием панельного метода (с выделением ядра вихревой пелены), а также с использованием метода решения уравнений Эйлера [Хоеджмейкерс Г.В.М., Рицци А., 1986] (1-данная работа, 2-метод решения уравнений Эйлера, 3-панельный метод).
Следует отметить, что выделение ядра вихревой пелены в [Хоеджмейкерс Г.В.М., Рицци А., 1986] делает ее более компактной по сравнению с данным методом, где выделение ядра не производится.Изобары при отрывном обтекании треугольного крыла нулевой толщины при угле атаки 20, числе Мж=0и угле стреловидности передней кромки крыла 70 (1-данная работа, 2-метод решения уравнений Эйлера, 3 панельный метод).
На рис. 2.3 приведена геометрия компоновки и рассчитанная конфигурация вихревой пелены при угле атаки 15 и М„ = 0.3. Компоновка имела ПГО и крыло с симметричным профилем, состоящим из двух дужек окружности..
Относительная толщина составляла 6% у корня и 4%-на конце крыла. На рис. 2.4 приведены для сравнения результаты расчета суммарных характеристик этой компоновки (сплошные линии-расчет с учетом., деформации следа за крылом и ПГО, штриховые-без учета деформации следа) и экспериментальные данные [Gloss В., 1975 (2)].
Суммарные характеристики (сплошные линии - расчет с учетом деформации следа за крылом и ПГО, штриховые-без учета деформации следа) и экспериментальные данные [Gloss В., 1975 (2)]. Расчетная зависимость для сХа определена без учета подсасывающей силы на кромках крыльев, так как профили крыла и ПГО данной компоновки имели острые кромки. Видно, что в данном случае учет деформации следа вносит существенное изменение в суммарные характеристики уже при угле атаки « 10. При вычислении суммарных характеристик давление на донном срезе фюзеляжа не учитывалось. На рис. 2.5 приведены изобары на поверхности компоновки при угле атаки 15.
В данном разделе приведены результаты численного исследования влияния стреловидности консоли (прямая, нулевая и обратная стреловидность) на суммарные и распределенные аэродинамические характеристики крыла конечного удлинения с наплывом. Предполагается, что отрыв потока имеет место лишь на боковых кромках наплыва, представляющего собой треугольную пластину малого удлинения. Показано, что на больших углах атаки крыло с консолью обратной стреловидности обладает наилучшими несущими свойствами по сравнению с крыльями с прямой и нулевой стреловидностью консолей.
В последние годы наряду с обычными компоновками крыльев с прямой стреловидностью консоли рассматриваются компоновки крыльев с консолями обратной стреловидности.
Методика измерения компонент вектора скорости и давления
Существуют различные методы измерения величины и направления скорости в воздушном потоке: с помощью, например, термоанемометра, различных вертушек, лазерного доплеровского измерителя скорости, пневмометрических насадков. Наиболее простыми и надежными являются измерения с помощью пятиствольных пневмометрических насадков [Treaster A.L., Yocum A.M. 1979], которыми одновременно можно измерять все три составляющие вектора скорости в потоке.
Для данного эксперимента был изготовлен насадок, представляющий из себя Г-образную изогнутую трубку с полусферической головкой, имеющей пять приемных отверстий . Диаметр насадка в приемной части составлял 2,6мм. Одно из отверстий насадка было расположено на оси по центру головки - N1, остальные - попарно в горизонтальной (N2 и N3) и вертикальной (N4 и N5) плоскостях, проходящих через ось насадка, на одинаковых дуговых расстояниях от центрального отверстия. Общий вид и размеры насадка приведены на рис.3.4. Насадок данной конструкции позволяет одновременно определять величину и направление скорости в любой точке вихревого поля. Миниатюрность насадка позволяет измерять поля скоростей внутри вихрей малого поперечного размера (концевой вихрь). При данных исследованиях применялся метод измерения скосов, при котором насадок сохраняет постоянное направление, параллельное начальному. Углы скоса и величина динамического давления находятся по перепаду давлений, воспринимаемых приемными отверстиями. Градуировка проводится для насадка, неподвижно установленного под углами а и /? . При этом определяются безразмерные коэффициенты давления, представляющие собой отношения между комбинациями давлений, измеренными разными приемными отверстиями.
При определении коэффициентов давления в качестве нормирующего параметра использовалась величина - = Р2+Рг+Р,+Р5 Рассматриваются следующие градуировочные коэффициенты: для угла скольжения: Ср = J Pi -Р для угла атаки: CPpilch = PA PS Рх-Р для полного давления: Ср1вЫ = —— - Рх Р Р-Р, ъ для статического давления: Cp,,atic = Pi -Р
Градуировка насадка проводилась на установке, позволявшей располагать насадок под разными углами а и Д где а - угол наклона насадка к горизонтальной плоскости, /3 - угол поворота насадка вокруг вертикальной оси. Диапазон изменений угла (5 составлял -30V+300 с шагом 5. Насадок устанавливался под заданным углом скольжения /3 к вектору скорости, при этом угол атаки дискретно изменялся в диапазоне от -30 до +30 с интервалом 2. Одновременно на ЭВМ вычислялись указанные выше коэффициенты давления, скорость потока в рабочей части и число Re. Затем с помощью двумерной интерполяции определялись зависимости a=a(CpP!tchlCpyaw), fr=f3(CppUch,Cpyaw). Помимо этого, строились зависимости коэффициентов статического Cpmtic и полного давления СрШаі от углов а и р. Поскольку трехпараметрическая градуировка (по ос, J3 я Re) очень трудоемка, в данной работе градуировки насадка проводились при двух скоростях потока =50 и 70м/с.
Методика определения параметров потока в любой точке поля с помощью данного насадка заключается в следующем: Л Измеряются пять разностей давлений Ар{=ратлГр1 2. По известному опорному давлению ратм определяются давления р,-и р. 3. Рассчитываются экспериментальные значения коэффициентов Cp yaw и Cp pitCh. 4. По угловым градуировочным характеристикам с помощью двумерной интерполяции определяются углы а и ft. 5. Для известных а1 и /? определяется Cp static и Ср Шаі. При этом вновь применяется двумерная интерполяция, которая использует градуировочные зависимости коэффициентов статического Cpstatic и полного давления Сршы от углов а и Д 6. По известным значениям Ср Ша; и Cpfstatic определяются полное и статическое давления. 7. Модуль скорость потока в каждой точке поля определяется по выражению
Метод вихревой решетки (ВВИА им. Н.Е.Жуковского, код AIR WAKE)
Метод вихревой решетки аналогичен коду ЦЛГИ VORTLAT и позволят вычислять аэродинамические характеристики самолета и его элементов при малых углах атаки и скольжения при дозвуковых скоростях. Крыло, ГО и ВО моделируется тонкой срединной поверхностью (в общем случае неплоской), как указано на рис. 4.7. Фюзеляж моделируется тонкой вертикальной поверхностью. Аэродинамические особенности (дискретные вихри) расположены на поверхностях схематизированного аппарата. Величина циркуляции дискретных вихрей вычисляется из условия обращения в нуль нормальной скорости потока на поверхности аппарата. Аэродинамические нагрузки вычисляются с помощью теоремы Кутта-Жуковского. Метод позволяет вычислять аэродинамические . характеристики аппарата при наличии механизации.
Панельный метод (ЦАГИ, код VORTPAN)
Этот панельный метод [Воеводин А.В., Судаков Г.Г., 1992] позволяет решать задачу как о безотрывном, так и об отрывном обтекании самолета дозвуковым потоком идеального газа. Четырехугольные панели источников постоянной интенсивности используются для моделирования фюзеляжа. Крыло моделируется срединной поверхностью, на которой расположены диполи постоянной интенсивности. На этих же панелях расположены также источники постоянной интенсивности для моделирования толщины крыла. След моделируется вихревыми нитями, которые выстраиваются по местному вектору скорости потока с помощью специальной итерационной процедуры. Сжимаемость учитывается с помощью правила Гетерта. Задается режим обтекания кромок (отрывный или безотрывный). Сингулярность в давлении вблизи кромок устранена с помощью асимптотического подхода. Сопротивление рассчитывается с учетом эффекта образования отрывного пузыря в окрестности передней кромки крыла и, соответственно, с учетом потери подсасывающей силы (асимптотический подход с использованием экспериментальных данных). Трение не учитывалось, хотя возможность его учета существует. По расчетам коэффициент трения для базовой геометрии равен ct- = 0.019 (коэффициент трения модели без закрылков). На рис. 4.8 показана сетка, используемая для базовой геометрии, а на рис. 4.9 - сетка для геометрии с механизацией. Число панелей (на половине конфигурации): крыло - 300 панелей,
В основе метода лежит предположение о том, что интерференция между соседними сечениями крыла носит невязкий характер, а скорость набегающего потока - дозвуковая [Чичеров Н.А., 1994]. Для определения суммарных аэродинамических характеристик поверхность самолета схематизируется тонкой несущей поверхностью. Далее вместо условия непротекания на тонкой поверхности используется соотношение между циркуляцией в продольном сечении крыла и циркуляцией ддя профиля в двумерном вязком потоке. Такой переход к новым граничным условиям позволяет решить задачу об определении подъемной силы самолета с учетом вязкости в широком диапазоне углов атаки, включая отрывный режим вблизи CLmax. Имея характеристики профиля, полученные экспериментально или численно, можно определить сопротивление (посредством суммирования индуктивного и профильного сопротивления) и моменты для всех сечений крыла и самолета в целом.
Для учета влияния вихревого следа на характеристики самолета использовано предположение, что переход от внешнего завихренного потока к однородному потенциальному потоку осуществляется путем изменения местного угла атаки, индуцированного вихревым следом. Задача определения эффективных углов атаки сечений крыла решается итерационно. В качестве первого приближения используются геометрические углы атаки сечений крыла в поточной системе координат. Неоднородность распределения скоростей в вихревом следе учитывается с помощью введения эффективных углов атаки сечений. Отличительной чертой данного метода является возможность учета отрыва потока на аэродинамические характеристики самолета, включая его влияние на момент крена.
Этот метод применим для вычисления суммарных аэродинамических характеристик самолета и использует метод вихревой решетки (п. 1.1) в комбинации с заданными (известными из эксперимента или расчета с помощью CFD) характеристиками профиля. Циркуляция вихрей определяется из системы уравнений, описывающих граничные условия). Параметры сетки (на половине конфигурации): крыло - 260 вихрей, ГО - 28 вихрей, ВО - 28 вихрей, фюзеляж - 30 вихрей, механизированное крыло - 300 вихрей.
