Методика расчета аэродинамических характеристик судов с аэродинамической разгрузкой тема диссертации и автореферата по ВАК РФ 00.00.00, кандидат наук Каунг Мьят Сое

• Каунг Мьят Сое
• кандидат наук
• 2023

Оглавление диссертации кандидат наук Каунг Мьят Сое

ВВЕДЕНИЕ

ГЛАВА 1. ОБЗОР ТЕХНИЧЕСКОЙ ЛИТЕРАТУРЫ ПО БЫСТРОХОДНОМУ СУДНУ С АЭРОДИНАМИЧЕСКОЙ РАЗГРУЗКОЙ

1.1 Высокоскоростные суда с аэродинамической разгрузкой

1.1.1 Глиссер-катамаран ОСГА-25 "Экспресс"

1.1.2 Тримаран с подводными крыльями

1.1.3 Аэродинамически облегченное морское транспортное средство

1.1.4 Усовершенствованные аэродинамические Суда (A2V)

1.2 Обзор численного подхода

1.3 Обзор экспериментального подхода

1.4 Краткое изложение обзора литературы и целей диссертации

1.4.1 Оценка обзора литературы

1.4.2 Актуальность

1.4.3 Цели диссертации

1.4.4 Предполагаемая научная новизна:

1.4.5 Основные положения, выносимые на защиту:

Публикации

ГЛАВА 2. МОДЕЛИРОВАНИЕ ОБТЕКАНИЯ ПРОФИЛЯ ОКОЛО ЭКРАНА

2.1 Введение

2.2 Определение и важность подхода CFD

2.3 2Б-моделирование NACA 4412 в неограниченных и ограниченных условиях

2.3.1 Определение проблемы

2.3.2 Моделирование сетки в CFD

2.3.3 Геометрия, сетка и расчетная область

2.3.4 Численное моделирование с использованием программы Fluent

2.4 Усредненный по Рейнольдсу показатель Навье Стокса (RANS) Уравнения

2.4.1 Модель турбулентности K-Omega SST

2.4.2 Алгоритм SIMPLE

2.5 Валидация числовой модели

2.6 Анализ результатов NACA 4412 при ограниченном и неограниченном потоке

ГЛАВА 3. ВЛИЯНИЕ ГЕОМЕТРИЧЕСКИХ ПАРАМЕТРОВ АЭРОДИНАМИЧЕСКОГО ПРОФИЛЯ И ДРУГИХ ПАРАМЕТРОВ НА АЭРОДИНАМИЧЕСКОЕ КАЧЕСТВО В УСЛОВИЯХ ЭКРАННОГО ЭФФЕКТА

3.1 Введение

3.1.1 Численное исследование аэродинамического профиля при экранном эффекте

3.2 Влияние кривизны профиля на аэродинамическое качество при экранном эффекте

3.3 Влияние угла атаки на аэродинамическое качество при экранном эффекте

3.4 Влияние расположения максимальной толщины профиля на аэродинамическое качество при экранном эффекте

3.5 Влияние максимальной толщины профиля на аэродинамическое качество при экранном эффекте

3.6 Выбор профиля, используемого в экранном эффекте

3.6.1 Серии аэродинамических профилей, широко используемые в экранопланах

3.6.2 Семейство 4-значных аэродинамических профилей NACA

3.6.3 Секция аэродинамического профиля NACA MUNK

3.6.4 Аэродинамический профиль Clark-YH

3.6.5 Секция профиля DHMTU

3.6.6 Профиль EPPLER

3.6.7 Предлагаемый новый профиль для полета у экрана

3.7 Сравнение аэродинамического профиля NACA 0024H(45)

ГЛАВА 4. ВЛИЯНИЕ КОНЦЕВОЙ ПЛАСТИНЫ НА АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ КРЫЛА МАЛОГО УДЛИНЕНИЯ В УСЛОВИЯХ ЭКРАННОГО ЭФФЕКТА

4.1 Введение

4.2. Параметризация геометрии и валидация модели CFD

4.2.1 Численные методы

4.2.2 Сведения о домене

4.2.3 Детализация сетки

4.2.4 Исследование независимости сетки

4.2.5 Валидация с экспериментальными результатами и результатами CFD при экранном эффекте и вне экранного эффекта

4.2.6 Результаты проверки крыла с концевой пластиной

4.3 Влияние толщины концевой пластины на крыло с малым удлинением в условиях экранного эффекта

к'

4.4 Эффект зазора концевой пластины (—) на крыле с малым

с

удлинением в условиях эффекта земли

ГЛАВА 5. РАЗРАБОТКА МЕТОДА ПРОГНОЗИРОВАНИЯ ОСНОВНЫХ ПАРАМЕТРОВ БЫСТРОХОДНОГО КОРАБЛЯ С АЭРОДИНАМИЧЕСКОЙ РАЗГРУЗКОЙ

5.1 Обзор существующих аспектов конструкции высокоскоростного катамарана

5.2 Конструктивные ограничения быстроходного судна с аэродинамической разгрузкой

5.3 Ограничения конструкции и расчет сопротивления профиля

5.4 Методический подход к прогнозированию основных параметров судна с аэродинамической разгрузкой

СПИСОК СОКРАЩЕНИЙ И УСЛОВНЫХ ОБОЗНАЧЕНИЙ

ПРИЛОЖЕНИЕ

СПИСОК ИСПОЛЬЗОВАННОЙ ЛИТЕРАТУРЫ

Введение диссертации (часть автореферата) на тему «Методика расчета аэродинамических характеристик судов с аэродинамической разгрузкой»

ВВЕДЕНИЕ

Современный транспортный рынок можно рассматривать как существующий в двух различных сегментах: рынок высокоскоростных транспортных средств с малой грузоподъемностью, таких как самолеты, и рынок низкоскоростных транспортных средств с большой грузоподъемностью, таких как грузовые суда. Исследователи ищут новые технологии, чтобы создать корабль, который может нести больше груза с большей скоростью и меньшим р асходом топлива.

Очевидно, что более короткое время транспортировки коммерческой продукции является ценным активом. Как, впрочем, и в случае с пассажир скими пар омами, где скор о сть имеет пер востепенное значение. Более критическое давление на высокоскоростные перевозки с большой полезной нагрузкой оказывают военные и гуманитарные организации, где скорость часто означает разницу между жизнью и смертью, такие как поисково -спасательные операции быстрого реагирования и доставка оборудования и персонала спецназа. Диапазон скоростей современных быстроходных коммерческих и военно-морских судов существенно не отличается от скоростей, достигнутых передовыми морскими транспортными средствами несколько десятилетий назад. Высокоскоростное движение в воде, которая намного тяжелее и вязче воздуха, приводит к значительному трению и волновое сопротивлению волне. Пр именение пл анир ующих глиссир ующих поверхно стей и подводных кр ыльев для подъема большей части корпуса судна из воды с целью увеличения скорости имело ограниченный успех. Явления кавитации и ограниченные мореходные качества судов на подводных крыльях, а также проблемы с эффективностью и устойчивостью глиссирующих судов являются основными пр епятствиями для роста скорости.

Аэродинамическая поддержка, несомненно, может принести пользу морским судам в более высоком диапазоне скоростей из -за значительного увеличения аэродинамической подъемной силы вблизи поверхности воды

(грунта). Транспортные средства типа "Крыло в зоне влияния земли" экранопланы доказали свою эффективность при скоростях, в несколько раз превышающих скорости быстрых судов. Однако сложность структуры и динамики экранопланов, приводит к высокой стоимости и проблемам безопасности, что ограничивает применение экранопланов как для экспериментальных, так и для небольших коммерческих судов. Концепция экранопланов настолько сильно отличается от традиционных кораблей, что экранопланы можно рассматривать как промежуточный класс между кораблями и самолетами. Повышение скорости и развитие морских судов достигается за счет использования гибридных систем, которые включают элементы как обычных морских судов, так и экранопланов. Такие суда можно классифицировать как суда с аэродинамической разгрузкой.

ГЛАВА 1. ОБЗОР ТЕХНИЧЕСКОЙ ЛИТЕРАТУРЫ ПО БЫСТРОХОДНОМУ СУДНУ С АЭРОДИНАМИЧЕСКОЙ РАЗГРУЗКОЙ

1.1 Высокоскоростные суда с аэродинамической разгрузкой

За последние два десятилетия было разработано несколько новых конфигураций высокоскоростных морских транспортных средств благодаря р астущему спросу на такие тр анспортные ср едства для гр ажданских и военных перевозок. В верхней части диапазона скоростей судно может быть оснащено аэродинамическими подъемными поверхностями, чтобы уменьшить вес транспортного средства, что приводит к меньшему эффективному водоизмещению при меньшем гидродинамическом сопротивлении и требуемой мощности. Транспортное средство находится в постоянном контакте с водой, поэтому аэродинамические поверхности работают с эффектом земли. Ниже приводится краткое описание основных типов высокоскоростных судов с аэродинамической разгрузкой, которые были проанализированы или построены.

1.1.1 Глиссер-катамаран ОСГА-25 "Экспресс"

В 20-30-е годы ХХ века в России активно занимались исследованием эффекта глиссирования для применения в технических разработках. Соответственно и постройке глиссирующего корабля-катамарана пр едшествовала большая многолетняя р абота учёных и констр укторов, которые проводили последовательные эксперименты с постройкой глиссеров разных конструкций, для наработки опыта и определения наилучших показателей. Со временем конструкции глиссеров улучшались, а размеры увеличивались. В какой-то момент на рубеже 20 -30-х годов решили создать не менее чем 100 местный глиссер.

Разместить 100 пассажиров и при этом обеспечить их комфорт оказалось проблематично в однокорпусном глиссере. К тому же у однокорпусных глиссеров на море были плохие мореходные качества. Решение этих серьёзных проблем было найдено в виде двухкорпусного судна (катамарана). Катамараная

конструкция - это две одинаковые массивные закрытые лодки соединены жестко «мостом». [1]

ОСГА-25 - единственный в мире пассажирский 150 -местный глиссирующий катамаран. Построен в период 1937-1938 гг. Разработка - ОСГА (Опытное строительство глиссеров и аэросаней). В период 1939-1941 гг проходил испытания и выполнял рейсы по маршруту Сочи-Сухуми. В 1942 году взорван при приближении линии фронта.

Конфигурация этого корабля над водой (надстройка) имеет аэродинамическую форму и соединяет его с глиссирующими корпусами. Такая форма крыла может создавать значительную аэродинамическую подъемную силу. При проектировании и строительстве глиссера-катамарана использовано много новшеств (технологии, материалы). Каркас судна выполнили смешанным: из разных материалов. Фермы моста и силовые каркасы корпусов лодок сварили из стальных труб, а промежуточные шпангоуты, кильсоны и все поддерживающие внешнюю обшивку элементы выполнили из ясеня и сосны (при этом впервые для склейки деревянных элементов использовали бакелитовый лак). Для обшивки корабля ниже ватерлинии применили специально разработанный материал - армированный текстолит. Это листы текстолита, усиленные четырьмя слоями сетки из стальной проволоки. Толщина материала составила 12мм. Кроме того листы обшивки покрыли тонким слоем полированной «нержавейки». Обшивка бортов выше ватерлинии и настилы выполнили из только появившейся (в то время) бакелитовой фанеры. [2]

Рисунок 1.1 - Пассажирский глиссирующий катамаран Экспресс

1.1.2 Тримаран с подводными крыльями

В 1997 года Супрамар начал сотрудничество с Европейским консорциумом по проекту (название - ЗеаЬив-НУЭАЕК), способному развивать скорость более 120 узлов с пассажирами, товарами или для военных целей. Задачей Супрамара было создание судна, использующего эффект близости земли общим водоизмещением 500 тонн, 800 пассажирами и 100 автомобилями, дальностью полета 850 км со скоростью 120 узлов. [3]

Это транспортное средство отличается от концепций транспортного средства с экранным эффектом тем, что 3 плавника находятся под водой, оборудованы водометным движителем, для использования стабилизации с помощью крыльев и для обеспечения обнаружения под водой (военное применение). В настоящее время строится модель в масштабе 25 метров. При скорости 35 узлов крыло создает достаточную подъемную силу, чтобы выдержать вес судна, которое затем может использовать эффект близости поверхности для достижения 120 узлов. Планируется построить SPW01: пассажирская версия длиной 33,2 м и размахом крыльев 51,6 м на 200 пассажиров со скоростью 85 узлов и SPW02: автомобильно паромная версия длиной 53 м и размахом крыльев 110 м на 800 пассажиров и 120 транспортных

средств со скоростью 125 узлов.[4] На рисунке 1.2 показана предлагаемая конструкция Seabus -HYDAER.

В транспортном средстве использовались корпуса для статической и низкой скорости, с крыльями для перехода и крыльями для крейсерской фазы. Управляющие эффекторы на подводных крыльях оставлены в воде для обеспечения безопасного маневрирования вблизи поверхности воды, а не для несения нагрузки. Первоначальная итерация была выполнена без гидродинамических поверхностей управления, но считалось, что риск столкновения с водой был слишком высок, и для поддержания контроля потребуются большие силы, создаваемые водой. Гидродинамические поверхности управления, как было установлено, обеспечивали достаточно безопасное маневрирование, однако они также увеличивали лобовое сопротивление до неприемлемого уровня. Транспортному средству мешало крыло с низким соотношением сторон и резко увеличенное лобовое сопротивление из -за гидродинамического трения. [5][6]

Рисунок 1.2 - предлагаемая конструкция гидропривода (Seabus-HYDAER)

Сообщалось о некоторых концептуальных разработках этого типа судов и технических характеристиках, спроектированных в полном масштабе Дубровский.В.А, [7]; Дубровский. В.А, и Ляховицкий.А.А, [8]; Dubrovsky.V.A, и

Matveev, K.I [9]. Это судно также было названо тримараном, пронизывающим волны, чтобы противопоставить его катамаранам, огибающим волны, хорошо известной концепции в сообществе быстрых паромов.

Основные узлы гибрида с тремя глиссирующими корпусами, надводной платформой аэродинамической формы и подкосами, соединяющими платформу с глиссирующими корпусами. Использование трех глиссирующих корпусов с относительно низким отношением длины к ширине обусловлено более высокой эффективностью таких корпусов на глиссирующем режиме, большей габаритной площадью палубы и динамической остойчивостью, достигаемой за счет схемы глиссирующего тримарана со смещенным вперед центральным корпусом. Надводная платформа имеет форму крыла, поэтому на этой платформе создается значительная аэродинамическая подъемная сила. Более половины общего веса судна может поддерживаться аэродинамически за счет мощности имеющихся двигательных установок. Аэродинамическая платформа также улучшает динамическую устойчивость судна. Схематический вид одной из возможных конфигураций судна показан на рисунке 1.3, и представлено изображение такого судна, как большой автомобильный пассажирский пар ом. на рисунке 1.4.

Аэродинамические эксперименты с гибридной моделью тримарана проводились в аэродинамической трубе Крыловского научно -исследовательского института кораблестроения. Аэродинамическая подъемная сила, сопротивление и моментные характеристики надводной надстройки были определены и сопоставлены с результатами вычислительной гидродинамики (CFD), основанным на методе вихревой решетки. Как экспериментальные, так и численные результаты демонстрируют, что значительное увеличение подъемной силы (40-80%) в диапазоне изученных углов атаки может быть достигнуто в системе с предкрылками, демонстрируя эффективность использования такого небольшого устройства. Это, естественно, сопровождается увеличением коэффициентов лобового сопротивления.

Рассчитанный коэффициент лобового сопротивления, хорошо согласуется с экспериментами. Рассчитанные коэффициенты момента значительно меньше экспериментальных значений, что может быть вызвано неточным моделированием предкрылка, взаимодействием стоек предкрылка и экспериментальными неопределенностями^ 10]

Рисунок 1.3 - Вид спереди и в плане гибридного тримарана.

Рисунок 1.4 - Впечатление художника от гибридного парома-тримарана со скоростью 125 узлов, грузоподъемностью 1000 тонн.

1.1.3 Аэродинамически облегченное морское транспортное средство

В Европе Шиппс (1976) проанализировал другие водные транспортные средства с воздушной поддержкой, проанализировал новый вид гоночных лодок, известный как гоночные лодки с туннельным корпусом. Два глиссирующих спонсона действуют как аэр одинамические концевы е пластины центрального "канала". Эти гоночные лодки сразу же продемонстрировали лучшие характеристики по сравнению с обычными однокорпусными

гоночными лодками, и был создан новый класс гоночных лодок. Преимущества этой новой конфигурации заключаются в аэродинамической подъемной силе. Дополнительная аэродинамическая подъемная сила может составлять 30 - 80% от общего веса морского транспортного средства. Это означает, что требуется меньшая гидродинамическая подъемная сила, следовательно, меньшая смоченная длина скулы и киля и уменьшенное гидродинамическое сопротивление. Кроме того, поток в корпусе туннеля действует как воздушная подушка, демпфируя изменения крена и тангажа: колебания судна более плавные. С другой стороны эта аэродинамическая подъемная сила может создать проблемы с безопасностью и устойчивостью. Иногда судно, например, после волны, может потерять контакт с водой. Как правило, аэродинамический центр расположен вверх по отношению к центру тяжести, поэтому, когда транспортное средство отрывается от воды, момент тангажа несбалансирован, и транспортное средство совершает опрокидывание. В более общем плане Шиппс вер ил в возможную р азработку водного тр анспортного ср едств а с воздушной поддержкой, способного к лучшим характеристикам и подходящего как для прибрежных сценариев, так и для морских сценариев.[11]

В 1978 году Уорд,Т.М и др. провели исследование конструкции и характеристик глиссирующего судна с крылом, известного как KUDU II. Транспортное средство имеет конфигурацию двух глиссирующих спонсонов, разделенных секцией крыла. Следовательно, это транспортное средство с аэродинамическими и гидродинамическими поверхностями, пр едназначенное для получения аэродинамической и гидродинамической подъемной силы. В своей статье он представил результаты некоторых испытаний: KUDU II смог развивать скорость 78 узлов (144 км/ч).

Рисунок 1.5 - Судно для строгания таранного крыла KUDU II

В 1996 году Э.И. Привалов и В.Н. Кириллових представили новую концепцию транспортного средства под названием TAP, Транспортная платформа-амфибия. TAP состоит из двух корпусов, как у катамарана, и фюзеляжа, крыла и аэродинамического оперения между корпусами. Он всегда движется в контакте с водой и использует эффект аэродинамической подушки, получаемый за счет нагнетания газовых струй силовой установки под платформу между корпусами. Авторы считают, что преимуществами TAP являются:

> высокая скорость по ср авнению с тр анспортными ср едствами и судами на воздушной подушке (около 250 км/ч),

> способность к десантированию,

> высокая грузоподъемность, в том числе за счет его более высокой весовой эффективности, достигается за счет более упрощенной конструктивной схемы по сравнению с судами на воздушной подушке и транспортными средствами экраноплан.

Этот объект кажется очень многообещающим, однако авторы представили только оценку характеристик TAP, не раскрывая никаких подробностей о принятой динамической модели.

В 1997 году Doctors, L. J предложил новую конфигурацию под названием Экранокат, для которой он упомянул концепцию аэродинамического облегчения. Вес катамарана уменьшается за счет аэродинамической подъемной силы, благодаря более обтекаемой надстройке, чем в традиционных катамаранах. Теоретический анализ и результаты расчетов показывают, что снижение общего лобового сопротивления примерно на 50% может быть достигнуто на очень высокой скорости.

1.1.4 Усовершенствованные аэродинамические Суда (A2V)

В 2014 году французы представили A2V (Усовершенствованные аэродинамические суда), прототип под названием "Лили", который способен скользить по воде со скоростью 100 км/ч. В проектировании была задействована работа Марка Ломбарда и верфи Фернана Эрве по разработке нового поколения транспортных судов с использованием аэродинамики для повышения энергоэффективности. Военно-морские архитекторы A2V и специалисты по CFD разработали революционную форму, способную безопасно переносить вес судов с воды на воздух. Требуемая движущая сила зависит в основном от веса, переносимого водой. Уменьшение этого веса является ключом к повышению эффективности. Идея состоит в том, что чем быстрее судно в форме крыла движется по грунту, тем сильнее создаваемая им аэродинамическая подъемная сила и тем больше оно выходит из воды, тем самым резко снижая лобовое сопротивление [12]

Lili спроектирован так, чтобы быть сверхлегким с аэродинамической формой, поэтому, чем больше он разгоняется, тем выше поднимается из воды, следовательно, тем меньше топлива он потребляет. Фактически, он потр ебляет в три раза меньше топлива, чем другие суда такого рода, и в десять раз меньше, чем вертолет, преодолевающий такое же расстояние. Лодка длиной 10 метр ов изготовлена из 3,5 тонн пластика и стекловолокна. С уменьшенным р асходом топлива способствует резкому сокращению загрязнения морской среды.

Благодаря этому дизайну А2У нацелен на несколько сегментов рынка — транспорт для персонала (нефтяные платформы, ветряные электростанции), прибрежное наблюдение (таможня, полиция, борьба с пиратством), пассажирский транспорт, роскошные яхты, катера-такси и т. д. и теоретически, если эта концепция применяется повсеместно, это действительно может оказать большое влияние на сокр ащение загрязнения мор ской ср еды.

V Г"

Рисунок 1.6 - Усовершенствованное аэродинамическое Судно

1.2 Обзор численного подхода

Численные методы основаны на передовых методах численного решения краевых задач и интегральных уравнений, описывающих соответствующий физический процесс. В большинстве случаев эти подходы не накладывают огр аничений на геометрию, кинематику или динамику моделируемой системы. Хотя многие численные подходы и алгоритмы по существу являются эвристическими и не подкреплены доказательствами существования, единственности или сходимости решения, они часто приводят к математически обоснованным и физически адекватным результатам [13]. Численные методы могут быть разделены на коды для; стационарных и нестационарных потоков, для вязкой и невязкой жидкости.

В случае стационарных течений стандартом для методов вихревых решеток становится монография С.М.Белоцерковского «Тонкие крылья в

дозвуковых течениях» [14]. Он содержит набор результатов о прямоугольных кр ыльях, пр олетающих над твердой гр аницей, полученных в рамках линейной теории. В дальнейшем тот же автор сотрудничал в применении численных решений нелинейных задач [15].

Катаока, К, и др. [16] расширили двумерный стационарный подход для рассмотрения аэродинамики аэродинамического профиля, движущегося в присутствии водной поверхности. Профиль был заменен распределением источников по его контуру и вихревым распределением по его средней линии. Эффект свободной поверхности учитывался путем размещения источников волн на невозмущенном положении границы. Интересно, что согласно Катаоке [16] различия в аэродинамических предсказаниях крыла вблизи свободной поверхности и вблизи соответствующей твердой границы оказались незначительными. Л.Д.Волков [17] методом сплошных вихревых слоев (вихревой панельный подход) провел расчетное исследование влияния геометрии профиля на его аэр одинамические характеристики вблизи земли.

Н.В.Корнев и др. [18] разработали компьютерный код с потенциальным потоком "Auto wing" в 1988 году и основанный на методе вихревой решетки. Эта программа была проверена для устойчивых и неустойчивых движений различных летательных аппаратов [19, 20 и 21]. Auto wing было недавно использовано Матвеев, К.И. и Дубровский В.А., [22] для изучения аэродинамики гибридного тримарана, состоящего из трех волнообразных глиссирующих корпусов и надстройки в форме крыла. Важной особенностью кодовой версии является размещение вихрей и источников на поверхности хорды крыла, в отличие от горизонтальной плоскости. Фактически это приводит к значительной нелинейности аэродинамических сил в экранном эффекте, которой нельзя пренебречь при практическом проектировании экранопланов.

В докладе Матвеев, К.И. и Дубровский В.А., [22] они отметили, что вязкие решатели, например, используемые Хирата, Н. и Кодама, Ю [23], могут давать более точные результаты, но их сложность для реалистичных конфигураций аэродинамически поддерживаемых быстрых судов делает методы вихревой решетки более привлекательным и практичным инструментом.

Сюн, К. и Чен, К., [24] решили устойчивые двумерные несжимаемые уравнения Навье-Стокса для ламинарного обтекания аэродинамического профиля при воздействии на грунт. Для решения двумерной задачи "крыло у земли" в вязком потоке была разработана численная схема, основанная на стандартной модели турбулентности K-s, обобщенных координатах с фиксированным телом и методе конечного объема. Было проведено ср авнение их численных результатов с экспериментом для аэродинамического профиля NACA 4412. Они сравнили свои численные значения распределения поверхностного давления с измеренными значениями, полученными Пинкертон Р. М., [25], и показали хорошее согласование. Было замечено, что коэффициент подъемной силы увеличивается с увеличением числа Рейнольдса, однако взаимосвязь между Су и Re не является линейной. Другим важным явлением является изменение распределения давления на нижней поверхности вблизи передней кромки из -за изменения поля потока в этом положении. Между передней кромкой и землей образуется область сильного кругового потока. Наконец, коэффициент лобового сопротивления уменьшается с уменьшением дорожного просвета из-за меньшего сопротивления давлению из-за потери силы всасывания над аэродинамическим профилем.

Они также отметили, что, основываясь на экспериментальных результатах Хаяши, М. и Эндо, E [26], при более высоких углах атаки явление разделения потока аэродинамического профиля с эффектом земли было сильнее, чем без эффекта земли. В дальнейшем, в крейсерских условиях при больших углах атаки, меньших числах Рейнольдса и очень малых зазорах

между грунтом, вязкий эффект будет сильно влиять на аэродинамические характеристики, и им нельзя пренебрегать.

Некоторые комментарии сделаны Штейнбах, Д., [27] относительно исследования, проведенного Сюн, К. и Чен, К., [24]. Штейнбах, Д., говорит, что в их работе существуют ошибки и что некоторые результаты не соответствуют физическому опыту экспериментального и теоретического крыла в наземной аэродинамике. Преобразование физической задачи неверно из -за того, что применяется условие отсутствия скольжения (и=0, у=0 ), в то время как в действительности земля должна двигаться, т.е. (и=1, у=0). Это означает, что пузырь рециркуляции ниже передней кромки профиля, как было определено Сюнем и Ченом, исчезнет. Кроме того, резкая потеря подъемной силы для аэродинамического профиля, расположенного очень близко к земле, противоречит экспериментальному опыту Штауфенбиль, Р.В и др., [28]. Сюн, К. и Чен, К., также обнаружили, что коэффициент сопротивления давлению естественным образом снижается при уменьшении отрицательного давления на верхней поверхности профиля за счет разделения потока управления. Они указывают, что основная причина заметного снижения лобового сопротивления для конечного крыла вблизи земли может быть связана с уменьшением индуцированного лобового сопротивления. Высказанные замечания были дополнительно доработаны Барбер, Т., [29], который провел серию тестов для определения наиболее подходящих применимых граничных условий. Автор разработал четыре случая, используя решатель конечного объема и модель турбулентности RNG к-Е, чтобы закрыть набор уравнений, а именно: неподвижный грунт, движущийся грунт, зеркало и скольжение (см. Рисунок ниже).

Рисунок 1.7 - Профили скорости

В наземном стационарном режиме и на изображениях видна область рециркуляции под передней кромкой профиля. В случае скольжения наблюдается явное замедление векторов скорости у стенки. Для сравнения, векторы скорости для модели движения по земле показывают увеличение скорости по мере того, как воздух ускоряется, чтобы соответствовать скор ости стены.

Сюн, К. и Чен, К.,[30] позже разработали численную процедуру, основанную на стандартной модели турбулентности к-е и методе конечного объема для проектирования двумерных аэродинамических профилей при наземном воздействии. Хирата. Н и Кодама. Ю [23] выполнили расчет вязкого потока для прямоугольного крыла с концевыми пластинами в эффекте земли. Они использовали решатель Навье-Стокса, основанный на третьем порядке точности конечного объема, и схему «псевдо -сжимаемости» с алгебраической моделью турбулентности, чтобы замкнуть систему уравнений. чтобы замкнуть

систему уравнений. Для обработки сложной конфигурации потока был использован многоблочный сеточный подход. Хирата, Н., [31] расширил ту же технику, чтобы численно изучить проблему для крыла с увеличенной мощностью в наземном эффекте. Тяга была представлена предписанным распределением силы тела.

Драгос Л. и Дину А., [32] разработали прямой метод решения проблемы дозвукового обтекания подъемного профиля при воздействии на грунт с точки зрения скорости и не используют функцию потенциала или потока. Для получения точного решения для случая несжимаемости для любой формы профиля используется нелинейное граничное условие.

Недавно в статье Абрамовский, Т., [33] был рассчитан вязкий поток вокруг аэродинамического профиля NACA / Munk M15 с плоским дном, используя численный метод, основанный на модели RANS. Для моделирования напряжений Рейнольдса была применена модель турбулентности Спаларта -Аллмараса. Использовалась сегрегированная формулировка конечного объема со схемой дискретизации по ветру второго порядка. Для связи скорости и давления был использован алгоритм SIMPLE. Абрамовский обнаружил увеличение коэффициента подъемной силы на 40% для случая эффекта земли (при h /с = 0,1) по сравнению с неограниченным случаем. Выведена эмпирическая формула для случая преобладания хорды, Суэкран для случая эффекта земли основан на Су для случая вне земли следующим образом:

Список литературы диссертационного исследования кандидат наук Каунг Мьят Сое, 2023 год

СПИСОК ИСПОЛЬЗОВАННОЙ ЛИТЕРАТУРЫ

1. Ваганов А.М. Проектирование скоростныхсудов.Л.:СудостроениеД978.

2. https://www.privetsochi.ru/blog/historv/51682.html

3. http ://www. supramar. ch/history.htm

4.https://fcapoulade.pagesperso-orange.fr/dec98.htm

5. Wolf. W. Aerodynamic investigation on a wing in ground effect. Technical report, Nationaal Lucht- en Ruimtevaartlaboratorium (NLR), 2002.

6. Van Beek. C, Oskam. B, and Fantacci. G. Progress report on aerodynamic analysis of a surface piercing hydrofoil controlled wing in ground effct seabus configuration.Technical report, Nationaal Lucht- en Ruimtevaartlaboratorium(NLR), 1998.

7. Dubrovsky,V.A, Motion of wave-piercing trimaran: test data and a comparison with the motion of the vessels. Proceedings of the International Conference on High-Speed Craft: Technology and Operation, RINA, London, UK, 2002.pp 133-137.

8. Dubrovsky,V.A. , and Lyakhovitsky, A.A., Multi-Hull ships. Backbone Publishing, Fair Lawn, NJ. 2001.

9. Dubrovsky, V.A., Matveev, K.I., Some aspects of the growth in speed of future combat ships. International Journal of Maritime Engineering, 2004. pp 146

10. Konstantin I. Matveeva, Victor A. Dubrovsky, Aerodynamic characteristics of a hybrid trimaran model. Art Anderson Associates, 202 Pacific Avenue, Bremerton, WA 98337, USA Independent ship designer, Russia, Ocean Engineering 34 (2007), 2006. pp 616-620

11. Aerodynamically alleviated marine vehicle

https://en.wikipedia.org/wiki/Aerodynamically alleviated marine vehicle#:~:t ext=An%20aero dynamically%20alleviated%2 0marine%2 0vehicle,to%20' allevi ate' %20its%20weight

12. https://www.aavessels.com/

13. Rozhdestvensky, K.V. "Aerodynamics of a Lifting System in Extreme Ground Effect", Springer-Verlag, Berlin Heidelberg, 2000. pp. 352.

14. Белоцерковский С.М. Тонкая несущая поверхность в дозвуковом потоке газа. Издательство Наука, Москва, 1965.

15. Белоцерковский С.М., Ништ М.И. Отрывное и безотрывное обтекание тонких крыльев идеальной жидкостью. Издательство Наука, Москва, 1978.

16. Kataoka, K, Ando. J, and Nakatake. K., "Free Surface Effect on Characteristics ofTwo-Dimensional Wing," Transactions of the West - Japan Society of Naval Architects, Vol. 83, 1992,

17. Volkov, L.D., "Numerical Investigation of Nonlinear Characteristics of Foils of Different Shapes in Motion Near the Ground," Procedures of 1st International Conference on Ekranoplans, St. Petersburg, 1993, pp. 37.

18. Kornev, N.V., Taranov, A.E., Treshkov, V.K., "Efficient Software for Numerical Calculation of Ekranoplans (WIG craft) and Hydrofoils," Proceedings of the Workshop WISE up to Ekranoplan GEMS, The University of New South Wales, Australia, 1988, pp. 263.

19. Chun, H.H., and Chang, C.H., "Longitudinal Stability and Dynamic Motions of a Small Passenger WIG craft," Ocean Engineering, Vol. 29, No. 10, 2008, pp. 1145-1162.

20. Benedict, K., Kornev, N., Meyer, M. and Ebert, J., "Complex Mathematical Model of the WIG Motion Including the Take-off Mode," Ocean Engineering, Vol. 29, No. 3, 2002, pp. 315.

21. Kornev, N.V., Treshkov, V.K., "Numerical Investigation of Non-Linear Unsteady Aerodynamics ofthe WIG Vehicle," Proceedings ofthe Intersociety High Performance Marine Vehicle Conference, 1992, pp. 38.

22. Matveev, K.I. and Dubrovsky, V.A., "Aerodynamic Characteristics of a Hybrid Trimaran Model," Ocean Engineering, Vol. 34, 2007, pp. 616.

23. Hirata, N. and Kodama, Y., "Flow Computation for Three-Dimensional Wing in Ground Effect Using Multi-Block Technique," Journal ofthe Society of Naval Architects ofJapan, Vol. 177, 1995, pp. 49.

24. Hsiun, C. and Chen, C., "Aerodynamic Characteristics of a TwoDimensional Airfoil with Ground Effect," American Institute of Aeronautics and Astronautics, Vol. 33, No. 2, 1996, pp. 386.

25. Pinkerton, R.M., "The Variation with Reynolds Number of Pressure Distribution over an Airfoil Section," NACA, 613, USA, 1938.

26. Hayashi, M. and Endo, E., "Measurement ofFlow Fields Around an Airfoil Section with Separation," Transactions of the Japan Society of Aerospace Sciences, Vol. 21, No. 52, 1978, pp. 69.

27. Steinbach, D., "Comment on "Aerodynamic Characteristics of a Two-Dimensional Airfoil with Ground Effect"," Journal of Aircraft, Vol. 34, No. 3, 1997, pp. 455.

28. Staufenbiel, R.W., Haake, M., Kleineidam, G., "Studies on the Flight Mechanics and Aerodynamics ofWing-in-Ground-Effect Vehicles", 1978.

29. Barber, T., "Aerodynamic Ground Effect: a Case Study ofthe Integration of CFD and Experiments," International Journal ofVehicle Design, Vol. 40, No. 4, 2006, pp. 299.

30. Hsiun, C. and Chen, C., "Improved Procedure for the Inverse Design of Two-Dimensional Airfoils in Ground Effect," Journal of Aircraft, Vol. 33, No. 6, 1996, pp. 1094.

31. Hirata, N., "Numerical Study on the Aerodynamic Characteristics of a Three-Dimensional Power Augmented Ram Wing in Ground Effect," Journal of the Society of Naval Architects of Japan, Vol. 179, 1996, pp. 31.

32. Dragos, L. and Dinu, A., "A Direct Boundary Integral Equations Method to Subsonic Flow with Circulation Past Thin Airfoils in Ground Effect," Computational Methods in Applied Mechanics and Engineering, Vol. 121, 1995, pp. 163.

33. Abramowski, T., "Numerical Investigation of Airfoil in Ground Proximity," Journal of Theoretical and Applied Mechanics, Vol. 45, No. 2, 2007, pp. 425.

34. Katz, J., "Calculation ofthe Aerodynamic Forces on Automotive Lifting Surfaces," American Society of Mechanical Engineers Journal of Fluids Eng., Vol. 107, 1985, pp. 438.

35. Katz, J. and Plotkin, A., "Low-Speed Aerodynamics," Cambridge Aerospace Books, UK, 2001

36. Mahon, S. and Zhang, X., "Computational Analysis ofPressure and Wake Characteristics of an Airfoil in Ground Effect," Journal of Fluids Engineering, Vol. 127, 2005, pp. 290.

37. Wilcox, D.C., "Multiscale Models for Turbulent Flows," American Institute ofAeronautics and Astronautics, Vol. 26, No. 11, 1988, pp. 131.

38. Zhang, X. and Zerihan, J. D., "Off-Surface Aerodynamic Measurements of a Wing in Ground Effect," Journal of Aircraft, Vol. 40, No. 4, 2003, pp. 716.

39. Shih, T., Liou, W.W., Shabbir, A., "A new k-[epsilon] eddy viscosity model for high Reynolds number turbulent flows," Computers & Fluids, Vol. 24, No. 3, pp. 227-238.

40. Juhee L., Chang H., and Chang B. "Influence of Wing Configurations on Aerodynamic Characteristics of Wings in Ground Effect" Journal of Aircraft, Vol. 47, No. 3, May-June 2010.

41. Zhang, X., Zerihan, J., Ruhrmann, A. and Deviese, M. "Tip Vortices Generated by a Wing in Ground Effect" Proceedings of the 11th International Symposium on Applications of Laser Techniques to Fluid Mechanics, Portugal, 2002.

42. Zerihan, J. and Zhang, X. "Aerodynamics of a Single Element Wing in Ground Effect" Journal ofAircraft, Vol. 37, No. 6, 2000, pp. 1058-1064.

43. Zhang, X. and Zerihan, J. "Turbulent Wake behind a Single Element Wing in Ground Effect" Proceedings of the 11th international symposium on applications of laser techniques to fluid mechanics, Portugal, 2002.

44. Raymond, A., "Ground Influence on Airfoils," National Advisory Committee for Aeronautics, No. No. 67, 1921.

45. Reid, E.G., "A Full-Scale Investigation ofGround Effect," Vol. NACA TR 265, 1928,

46. Le Sueur, M., "Ground Effect on the Take-Off and Landing of Airplanes," NACA Technical Memorandum, February, 1934, Vol. No.771, 1934.

47. Katzoff, S. and Sweberg, H. H., "Ground Effect on Downwash Angles and Wake Location," National Advisory Committee for Aeronautics, No. Technical Notes No. 845, 1942.

48. Silverstein, A. and Katzoff, S., "Design Charts for Predicting Downwash Angles and Wake Characteristics behind Plain and Flapped Wings," National Advisory Committee for Aeronautics, No. No.648, 1939.

49. Serebrisky, Y. M. and Biachuev, S. A., "Wind-Tunnel Investigation of the Horizontal Motion of a Wing Near the Ground," National Advisory Committee for Aeronautics, Vol. Technical Memorandum No. 1095, 1946.

50. Fink, M.P., and Lastinger, J.L., "Aerodynamic Characteristics of Low Aspect-Ratio Wings in Close Proximity to the Ground," National Advisory Committee for Aeronautics, Vol. NASA-TN-D-926, 1961.

51. Zimmerman, C.H., "Characteristics of Clark Y Airfoils of Small Aspect Ratios," National Advisory Committee for Aeronautics, Vol. NACA-TR-43 1, 1933.

52. Chawla, M.D., and Edwards, L. C. and Frande, M. E., "Wind-Tunnel Investigation ofWing-in-Ground Effects," Journal of Aircraft, Vol. 27, No. 4, 1990, pp. 289.

53. Thomas, J.L., Paulson, J. W., Jr., and Margason, R.J., "Powered Low Aspect-Ratio Wing in Ground Effect (WIG) Aerodynamic Characteristics," National Advisory Committee for Aeronautics, No. NASA-TM-78793, 1979.

54. Ahmed, M., and Takasaki, T. and Kohama, Y., "Experiments on the Aerodynamics of a Cambered Airfoil in Ground Effect," 44th AIAA Aerospace Sciences Meeting and Exhibit, AIAA, USA, 2006.

55. Ahmed, M.R., and Sharma, S.D., "An investigation on the aerodynamics of a symmetrical airfoil in ground effect," Experimental Thermal and Fluid Science, Vol. 29, No. 6, 2007, pp. 633-647.

56. Ahmed M.R., Takasaki T., Kohama Y., "Aerodynamics of a NACA4412 Airfoil in Ground Effect," American Institute of Aeronautics and Astronautics, Vol. 45, No. 1, 2007, pp. 37-47.

57. Ahmed, M. and Kohama, Y., "Experimental Investigation on the Aerodynamic Characteristic of a Tandem Wing Configuration in Close Ground Proximity" JSME international Symposium on Applications of Laser Techniques to Fluid Mechanics, Portugal, 2002.

58. Ahmed, N. and Goonaratne, J. "Lift Augmentation o f a Low-Aspect Ratio Thick Wing in Ground Effect" Journal of Aircraft, Vol. 39, No. 2, 2002, pp. 381-384.

59. Ranzenbach, R. and Barlow, J. "Two -Dimensional Airfoil in Ground Effect, an Experimental and Computational Study" SAE Paper No. 94 -2509, 1994.

60. Ranzenbach, R. and Barlow, J., "Cambered Aerofoil in Ground Effect: Wind Tunnel and Road Conditions" AIAA Paper 95 -1909, 1995.

61. Ranzenbach, R. and Barlow, J., "Cambered Aerofoil in Ground Effect, Experimental and Computational Study" SAE Paper No. 96 -0909, 1996.

62. Scibor-Rylski, A.J., "Road Vehicle Aerodynamics," John Wiley & Sons, New York, 1984, pp. 260.

63. Anderson, J.D., "Computational Fluid Dynamics -The basics with Applications," Mechanical Engineering Series, McGraw-Hill, New York, 1995, pp. 547.

64. Firooz, A., Gadami, M. ,"Turbulence Flow for NACA 4412 in Unbounded Flow and Ground Effect with Different Turbulence Models and Two Ground Condition: Fixed and Moving Ground Conditions", int. Conference on Boundary and Interior Layers, 2006.

65. Menter, F.R. Zonal two-equation k-® turbulence model for aerodynamic flows. AIAA Paper 1993-2906, 1993.

66. Menter, F.R., (1994), Two-equation eddy-viscosity turbulence models for engineering applications. AIAA-Journal, 32(8), pp. 269-289, 1994.

67. Jones, W.P. and Launder, B.E. The prediction oflaminarization with a two-equation model of turbulence. International Journal of Heat and Mass Transfer, 15, 1972.

68. Wilcox, D.C. Turbulence Modeling for CFD. DCW Industries, Inc., La Canada, CA,1993.

69. https://www.simscale.com/docs/simulation-setup/global-settings/k-omega-sst/

70. H. Abbott and A. E. von Doenhoff, "Theory of Wing Sections", Dover, New York, 1959.

71. XFLR5 Analysis offoils and wings operating at low Reynolds numbers, Guidelines for FLR5 v0.03, October 2009

72. <http://en.wikipedia. org/wiki/Michael_Max_Munk>.

73. Abramowski, T., "Numerical Investigation of Airfoil in Ground Proximity," Journal of Theoretical and Applied Mechanics, Vol. 45, No. 2, 2007, pp. 425.

74. Clark Y Airfoil Section, Wikipedia, viewed 2021, <http ://en.wikipedia. org/wiki/Clark_Y>.

75. Yang, W. and Yang Z., "Effects of Design Parameters on Longtudinal Static Stability for WIG Craft", International Journal of Aerodynamics, Vol. 1, No. 1, 2010.

76. Moore, N., Wilson, P.A. and Peters, A.J. (2002) An investigation into wing in ground effect aerofoil geometry. In RT0-MP-095. NATO RTO.

77. DHMTU Aerofoil Definition << http s ://glyp o. com/gev/dhmtu-aero fo il-definition/>>

78. Бесядовский А.Р., Плисов Н.Б., Трешков В.К. "Экспериментальное исследование вихревой системы за крылом с концевыми шайбами вблизи твердой поверхности" Труды ЛКИ, выпуск 104, 1976, с.6-11

79. Бесядовский А.Р., Рождественский К.В. "Теоретическая оценка влияния шайб на подъемную силу низколетящего крыла малого удлинения" Труды ЛКИ, выпуск 115, 1977, с. 6 9-76

80. Бесядовский А.Р., Рождественский К.В. "К вопросу о влиянии некоторых геометрических параметров шайб на гидродинамические свойства крыла вблизи границы раздела"Труды ЛКИ, выпуск Гидр омеханика и Теория кор абля, 1978, с.15 -19

81. Bessyadovsky A. "Effect of a Lateral Curvature Upon Lifting Properites of a Wing Near Ground" Proceeding ofthe International Conference on Ground-Effect Mashines, Saint-Petersburg Russia, 21-23 June, 2000, pp.63-73

82. M. P. Fink and J. L. Lastinger, Aerodynamic characteristics oflow-aspect-ratio wings in close proximity to the ground, NASA TN D-926 (1961).

83. A. W. Carter, Effect of ground proximity on the aerodynamic characteristics ofaspect-ratio-1 airfoils with and without end plate, NASA TN D-970 (1961).

84. W. Rodi, Turbulence models and their applications in hydraulics -a state art of review, Book Publication of International Association for Hydraulic Research, Delft, Netherlands, (1984).

85. S.V. Patankar, Numerical Heat Transfer and Fluid Flow, McGraw-Hill Book Company, New York, (1980).

86. M. P. Fink and J. L. Lastinger, Aerodynamic characteristics oflow-aspect-ratio wings in close proximity to the ground, NASA TN D-926 (1961).

87. Аносов В.Н. Быстроходные суда в конце ХХ столетия, СПб.: Политехника, 2002, 171с.

88. W. Carter, effect of ground proximity on the aerodynamic characteristics of aspect - ratio - 1 airfoils with and without end plates, Langley Research Center Langley Air Force Base, Va. (1961)