Улучшение аэродинамики крыла легкого гидросамолета тема диссертации и автореферата по ВАК РФ 05.07.01, кандидат наук Сакорнсин Раттапол

• Сакорнсин Раттапол
• кандидат наук
• 2013

Оглавление диссертации кандидат наук Сакорнсин Раттапол

ОГЛАВЛЕНИЕ

ОГЛАВЛЕНИЕ

ОСНОВНЫЕ ОБОЗНАЧЕНИЯ

ВВЕДЕНИЕ

Глава 1. ОБЗОР ЛИТЕРАТУРЫ И АНАЛИЗ СОСТОНИЯ ВОПРОСА

Глава 2. ОСНОВНЫЕ ПОЛОЖЕНИЯ ИСПОЛЬЗУЕМОГО МЕТОДА ИССЛЕДОВАНИЯ

2.1. Осредненные по Рейнольдсу уравнения Навье-Стокса

2.2. Используемые модели турбулентности

2.2.1. Модель Спаларта-Альмараса

2.2.2. Стандартная k-s модель

2.2.3. RNG к-s модель

2.2.4. Realizable к-s модель

2.2.5. Стандартная к-со модель

2.3. Пограничный слой

2.4. Метод решения и анализ сетки

2.4.1. Общее дифференциальное уравнение переноса

2.4.2. Сущность численных методов

2.4.3. Методы получения дискретных аналогов

2.4.4. Устойчивая одномерная конвекция и диффузия

2.4.5. Схема The Upwind (против потока)

2.4.6. Схема Exponential

2.4.7. Схема Hybrid (комбинированная)

2.4.8. Схема Power-Law (со степенным законом)

2.4.9. Схема QUICK

2.5. Дискретизация уравнения для двух измерений

2.6. Дискретизация уравнения для трёх измерений

2.7. Представление уравнения неразрывности

2.8. Поправки скорости и давления

2.9. Уравнение для поправки давления

2.10. Алгоритм The SIMPLE

2.11. Метод finite-element (метод конечных элементов)

2.12. Метод конечных элементов, на основе интегрирования по контрольному объему

2.13. Выбор сетки внутри расчетной области

2.14. Определение АДХ модели контрольного крыла в аэродинамической трубе Т-1 МАИ

2.15. Обзор моделирования с помощью CFD

2.16. Обзор процедуры решения

2.17. Сравнение АДХ образцов симметричного и несимметричного профилей крыла. Обоснование выбора профиля

Глава 3. ВЛИЯНИЕ ФОРМЫ КРЫЛА ГИДРОСАМОЛЕТА НА ВИДЕ СПЕРЕДИ НА СУММАРНЫЕ АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ

3.1. Постановка задачи

3.2. Структурированная сетка

3.3. Неструктурированная сетка

* 3.4. Результаты расчетов

I 3.4.1. Анализ применимости различных моделей турбулентности

g 3.4.2. Исследование сеточной сходимости

3.5. Влияние отклонения концевых частей крыла на суммарные АДХ

Ш 3.6. Выводы по главе 3

С 3.7. Дополнение к главе. Продольная и боковая устойчивость крыльев.

Практическая реализация

I Глава 4. УЛУЧШЕНИЕ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК

| КОМБИНИРОВАННОГО КРЫЛА ПУТЕМ ДОБАВЛЕНИЯ

ТРЕУГОЛЬНОГО ВЫСТУПА

I 4.1. Теорема Жуковского для крыла конечного размаха

■ 4.2. Влияние отрыва пограничного слоя на сопротивление давления

4.3. Сопротивления трения

■ 4.4. Вихревое сопротивление (индуктивное сопротивление)

■ 4.5. Полное сопротивления

— 4.6. Влияние треугольного выступа на АДХ

4.7. Влияние стреловидности на АДХ крыла

I 4.8. Поплавки - законцовки

Щ 4.9. Геометрия крыла

4.10. Результаты расчетов

■ 4.11. Суммарные аэродинамические коэффициенты

I 4.12. Выводы по главе 4

- Глава 5. ХАРАКТЕРИСТИКИ КРЫЛА С ТРЕУГОЛЬНЫМ ВЫСТУПОМ

® ПРИ РАЗНЫХ УГЛАХ ЕГО НАКЛОНА

Я 5.1. Влияние угла наклона треугольного выступа на АДХ крыла

4

I I

5.2. Относительная вогнутость профиля

5.3. Положение вогнутости профиля

5.4. Форма носовой части профиля

5.5. Анализ циркуляции скорости вдоль размаха крыла с треугольным выступом при различных углах атаки

5.6. Выводы по главе 5

Глава 6. АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ КОМПОНОВКИ КРЫЛО-ФЮЗЕЛЯЖ

6.1. Форма соединения крыла с фюзеляжем влияет на аэродинамические характеристики ЛА

6.2. Выводы по главе 6

Глава 7. ИЗГОТОВЛЕНИЕ ПРОДУВОЧНОЙ МОДЕЛИ

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

БИБЛИОГРАФИЧЕСКИЙ СПИСОК

ОСНОВНЫЕ ОБОЗНАЧЕНИЯ

х,у,г - декартовы кооздинаты; Ь - хорда профиля, м; 8, А, Б- площадь; /, И - характерный размер;

Л - удлинение; приведенная скорость; теплопроводность; г] - сужение;

а,/?,у- углы: атаки, скольжения, крена;

V- скорость летательного аппарата;

а - скорость звука;

(р - потенциал скорости;

ф - некоторая зависимая переменная;

- функция тока; Г - циркуляция скорости; Т - время; р - плотность; р - давление; / - энтальпия; 5 - энтропия;

8 - толщина пограничного слоя;

оо - скоростной напор набегающего потока; су - местный коэффициент трения; ср - коэффициент давления;

I, ] , к - единичные векторы в х, у, ъ направлениях; Мх - аэродинамический момент крена; Му - аэродинамический момент рыскания; М2 - аэродинамический момент тангажа;

тх, ту, т2 - коэффициенты аэродинамических моментов крена, рыскания и тангажа;

К - аэродинамические качество;

т - напряжение трения;

Сха - коэффициент лобовой сопротивление;

Суа- коэффициент подъёной сила;

ИА - полная аэродинамическая сила планера; Яе - число Рейнольдса; X - местный угол стреловидности крыла; Я - удлинение крыла;

Ь - средняя аэродинамическая хорда крыла (САХ);

Н - расстояния от некоторой поверхности уровня до крыла;

XV, с^у сопротивление трения пластины и коэффициент этого сопротивления;

р. - коэффициент динамической вязкости;

V - коэффициент кинематической вязкости;

ут - коэффициент вихревой вязкости;

В - ширина корпуса по редану;

то - взлетная масса гидросамолета;

Сдо - коэффициент начальной нагрузки на воду;

£>ы> Сьг > ~~ коэффициенты замыкания;

— коэффициенты замыкания; — коэффициенты замыкания; е - удельная внутренняя энергия; Е - полная энергия;

Д, /2, - некоторые функции затухания модели турбулентности Л-Б; £ ^ - параметры модели турбулентности; Р, ^ - средний поток , поток; У - поток некоторой зависимой переменной ф;

Р - статическое давление;

Рк ,РЫ ,Ра - слагаемые, отвечающие за производство (генерацию) к, со и 8, соответственно;

Л - радиус трубы, высота половины канала, удельная: газовая постоянная;

,5и 1Б]Л/ - источниковые члены в условиях автомодельного решения; Бц - компоненты тензора скорости деформации; к - кинетическая энергия турбулентных пульсаций; и, V ,ч> - компоненты вектора скорости в направлениях х, у, г; и', у', V/ - пульсационные компоненты вектора скорости в направлениях х, г;

и , V , и/ - пульсационные компоненты скорости в направлениях х, у, г; й, V, и/ - осредненные по Рейнольдсу компоненты вектора скорости в направлениях х, у, г;

—иЩ - компоненты тензора осредненных скоростей деформации; и - скорость потока;

и+ - безразмерная скорость из модели ТПС у стенки; и^ - средняя скорость в тензорные обозначения; т - турбулентный; I - время;

X - безразмерный параметр в модели турбулентности 8А; у+ - безразмерное расстояние от стенки; £ - скорость диссипации энергии турбулентности; т] - масштаб длины Колмогорова;

о - коэффициент замыкания; ср. - средний; сеч. - сечение;

АДХ - аэродинамические характеристики;

JIA - летательный аппарат;

Ц.Д - центр давления;

л - ламинарный;

шах - максимум; максимальный;

min - минимум; минимальный;

оо - бесконечность;

+ - масштабируемое значение.

Введение диссертации (часть автореферата) на тему «Улучшение аэродинамики крыла легкого гидросамолета»

ВВЕДЕНИЕ

Общая характеристика работы

Актуальность работы. Гидросамолёты широко используются для перевозки пассажиров и грузов в районах, изобилующих акваториями, для разведки рыбы, спасательных работ на море, тушения лесных пожаров и в других целях [60, 61]. Их преимущество перед обычными самолетами состоит в том, что для посадки им не требуется наличие аэродрома. Гидросамолет может совершить посадку как на любую водную поверхность, так и на поле аэродрома [57]. Это качество гидросамолетов особенно важно для стран Юго-Восочной Азии.

Крыло гидросамолета имеет особенности и отличия от крыла обычного самолета. В большинстве случаев на его концах или поблизости от них устанавливаются поплавки для того, чтобы обеспечить устойчивость при взлете и посадке. Однако, когда гидросамолет находится в воздухе, наличие поплавков отрицательно влияет на аэродинамические характеристики крыла. Эту проблему можно решить с помощью механизма и системы обеспечения выпуска и уборки поплавков. В то же время, использование такого механизма влечет за собой увеличение веса летательного аппарата (ЛА), при этом выигрыш в аэродинамическом качестве получается незначительным.

Группа американских ученых: Levi Neal, Neal Harrison, Dzelal Mujezinovic из Virginia Polytechnic Institute and State University изучала влияние различных типов законцовок на аэродинамические характеристики (АДХ) крыла [5]. Установка законцовок во многих случаях помогает добиться оптимальной формы распределения подъёмной силы.

В гидросамолетах также применяют законцовки для повышения АДХ. В первом случае к крылу с поплавком добавляется законцовка. Во втором случае применяется обратная законцовка с поплавком на краю. Но все эти

меры могут быть недостаточными для гидросамолета, так как поплавок существенно увеличивает аэродинамическое сопротивление крыла.

Такая конструкция применялась на советском самолете А-40 "Альбатрос" [58,59,61] и легком российском гидросамолете СК-12 "Орион".

Поэтому поиск путей улучшения АДХ крыла гидросамолета с неподвижным поплавком является на сегодняшний момент актуальной задачей.

Объектом исследования в настоящей работе являются крылья легкого гидросамолета равного удлинения различной формы в плане и на виде спереди с неподвижными поплавками и с учетом формы соединения крыла с фюзеляжем.

Цель и задачи диссертационной работы. Эвристический поиск путей улучшения аэродинамических характеристик крыла гидросамолета путем изменения его формы в плане и на виде спереди, а также за счет применения вихреобразующих элементов в его конструкции. Вычислительный эксперимент, теоретическое обоснование.

Для достижения этой цели решаются следущие задачи:

1. Построение твердотельных моделей крыльев и расчетных сеток различной топологии, методические исследования по сеточной сходимости.

2. Выбор наиболее подходящей модели турбулентности на основе сравнительного анализа применимости различных моделей турбулентности и сопоставления расчетных данных, полученных с помощью современного программного комплекса по CFD, с физическим экспериментом. Верификация результатов программного комплекса ANSYS Fluent данным физического эксперимента.

3. Определение и сравнительный анализ АДХ крыльев гидросамолета без поплавков и с поплавками различной формы на виде спереди.

4. Моделирование течения около крыла гидросамолета с треугольным выступом и определение его суммарных и распределенных аэродинамических характеристик. Анализ распределения циркуляции скорости вдоль размаха крыла.

5. О влиянии формы соединения крыла с фюзеляжем на аэродинамические характеристики компоновки крыло-фюзеляж.

6. Изготовление продувочной модели крыла по результатам вычислительного эксперимента.

Методы исследования. Результаты работы получены с использованием пакета прикладных программ ANSYS Fluent 14.5 (номер лицензии 670351), в котором использована математическая модель, включающая полную систему уравнений Навье-Стокса (осредненных по Рейнольдсу) и уравнений для турбулентных характеристик. С его помощью выполнена серия численных расчетов по определению суммарных аэродинамических коэффициентов и моделированию картины течения в окрестности крыла.

Научная новизна работы состоит в следующем:

1. Предложено использование нового элемента в конструкции крыла гидросамолета - треугольного выступа, существенно улучшающего его аэродинамические характеристики.

2. Исследовано влияние угла наклона треугольного выступа на аэродинамику крыла с поплавком.

3. Исследовано влияние различной формы крыла на виде спереди на его суммарные аэродинамические характеристики.

4. Исследовано влияние формы соединения крыла с корпусом летающей лодки на аэродинамику компоновки крыло-фюзеляж.

Достоверность научных положений подтверждается использованием

законов сохранения массы, количества движения и энергии, теории

численных методов, всесторонним тестированием применяемых численных

12

методов и алгоритмов, сравнением результатов расчетов с экспериментальными данными, использованием экспериментальных данных как базиса для методики моделирования турбулентных течений.

Научные положения, выносимые на защиту:

1. Результаты численного расчета аэродинамических характеристик крыльев различной формы на виде спереди с поплавками и без них при различных углах атаки и скольжения.

2. Результаты моделирования течения и определения аэродинамических характеристик крыльев с треугольным выступом и поплавками при различных углах наклона выступа.

3. Результаты анализа причин улучшения аэродинамичского качества крыла с треугольным выступом.

4. Результаты численного исследования влияния формы соединения крыла с корпусом на аэродинамические характеристики комбинации крыло-фюзеляж.

5. Результаты тестирования моделей турбулентности на предмет адекватности расчета аэродинамических характеристик крыльев при дозвуковых скоростях потока.

Практическая значимость и ценность проведенных исследований. Получен большой объем новой научной информации об аэродинамических характеристиках крыльев легких гидросамолетов различной формы в плане и на виде спереди с поплавками и без них. Результаты исследований, вошедшие в диссертацию, используются в учебном процессе МАИ при подготовке инженеров по специальности "Гидроаэродинамика" и могут быть рекомендованы для применения в аэродинамическом проектировании преимущественно современных легких гидросамолетов.

Публикации. Основные результаты диссертации опубликованы в 6 печатных работах, в том числе в 3 статьях, из которых 2 статьи в журналах из списка ВАК.

Апробация и внедрение результатов. Основные результаты работы докладывались и обсуждались на:

- московской молодежной научно-практической конференции «Инновации в авиации и космонавтике» (Москва, МАИ, 17-20 апреля 2012 г.);

- 11-ой Международной конференции «Авиация и космонавтика-2012» (Москва, МАИ, в ноябре 2012 г.);

- московской молодежной научно-практической конференции «Инновации в авиации и космонавтике» (Москва, МАИ, 16-18 апреля 2013 г.);

- семинаре кафедры 105 «Аэродинамики летательных аппаратов» (Москва, МАИ, в сентябре 2013 г.);

- международной конференции N011029 (Таиланд, Бангкок, 24 - 25 октября 2013 г.).

Структура и объем диссертации. Диссертация состоит из введения, семи глав, заключения и списка литературы. Объем диссертации составляет 186 страниц. Работа включает 149 рисунков и список литературы содержит 63 наименования в списке литературы.

Во введении обосновывается актуальность темы диссертационной работы, её научная новизна и практическая значимость. Сформулированы цель и задачи исследований. Представлены основные научные положения, выносимые на защиту. Даются структура и содержание диссертации. Дана общая характеристика диссертационной работы.

В первой главе выполнен обзор теоретических и экспериментальных работ, в которых исследуется форма крыла птицы с целью применения этих исследований для крыла гидросамолета.

Во второй главе приведено описание используемой в работе физико-математической модели, включающей: уравнение неразрывности, уравнение переноса количества движения, уравнение переноса энергии, а также

уравнения переноса кинетической энергии турбулентности и диссипации для модели Спаларта-Альмараса и Realizable к-с модели.

В этом разделе описывается численный метод решения рассмотренной системы уравнений, а именно - метод контрольного объема Также в этой главе описывается теория сетки.

Представлены следующие схемы: схема выбора модели турбулентности, схема моделирования с использованием CFD и схема выполнения процедуры решения.

В третьей главе изучена возможность применения современного программного комплекса по вычислительной гидродинамике (CFD -Computational Fluid Dynamics) ANSYS Fluent (номер лицензии 670351) для решения задач проектирования крыльев гидросамолетов.

Приведены результаты нескольких десятков серий численных исследований различных компоновок крыла с поплавком на конце. Исследовано влияние нескольких вариантов отклонения концевой части крыла и расположения концевых поплавков на значения суммарных аэродинамических коэффициентов сил и моментов, действующих на крыло летающей лодки.

В четвертой главе на основе наблюдений за типичной формой в плане крыльев у птиц и анализа возможного положительного влияния вихрей на аэродинамику крыла предложено использование треугольного выступа для крыльев современных гидросамолетов.

С применением программного комплекса по вычислительной гидродинамике ANSYS Fluent выполнена серия численных расчетов по определению суммарных аэродинамических коэффициентов и моделированию картины течения в окрестности крыла с выступом. Подтверждено положительное влияние треугольных выступов на аэродинамику крыла гидросамолета.

В пятой главе приведены результаты по исследованию аэродинамики крыла гидросамолета с треугольным выступом при разных углах его наклона. Выполнен анализ распределения циркуляции скорости вдоль размаха крыла с треугольным выступом при различных его положениях относительно набегающего потока и различных углах отклонения выступа.

В шестой главе исследовано влияние формы соединения крыло-корпус летающей лодки на суммарные аэродинамические характеристики компоновки корпус-фюзеляж.

В седьмой главе описано изготовление продувочной модели крыла по результатам выполненной работы для экспериментального подтверждения полученных результатов.

В заключении сформулированы основные результаты диссертационной работы.

Глава 1. ОБЗОР ЛИТЕРАТУРЫ И АНАЛИЗ СОСТОНИЯ ВОПРОСА

В любой период развития авиации особо важное значение придавалось исследованиям крыла ЛА. В работе [1] представлены основные классификации крыла легких дозвуковых самолетов.

Внешние формы крыла характеризуются:

- очертаниями крыла в плане;

- очертаниями крыла при виде спереди;

- очертаниями сечений крыла.

Форма крыла в плане определяется его видом сверху. При этом основными параметрами являются : площадь крыла, удлинение, сужение и стреловидность. Наибольшее распространение в настоящее время получили три формы прямого крыла." трапециевидное крыло, крыло с прямым центропланом трапециевидными консолями, а также прямоугольное крыло.

Основные формы крыльев при виде спереди:

- прямоугольное крыло;

- трапециевидное крыло с прямым центропланом.

Концы крыльев в плане и при виде спереди закругляют по кривым различных очертаний.

О влиянии формы концов крыла на аэродинамическое сопротивление в существующей литературе имеются противоречивые сведения: от незначительного уменьшения коэффициента Схшт ДО увеличения С^ вследствие уменьшения эффективного удлинения крыла. На концах крыла иногда располагают концевые аэродинамические шайбы или вертикальные законцовки крыла.

Существует ряд исследований и научных работ, посвященных законцовкам крыла Levi Neal, Neal Harrison, Dzelal Mujezinovic [5], Frank T. Zurheide, Matthias Meinke and Wolfgang Schröder [9],Th. Streit, A. Ronzheimer

and A. BuScher [22], а также Бурцев Б.Н., Вождаев E.C., Головкин М.А., Головкина Е.В., Горбань В.П. [55].

В настоящей работе наибольший интерес представляют работы, посвященные исследованию крыла гидросамолета. В работе [2] излагаются особенности проектирования легких гидросамолетов. Здесь автор рассматривает достоинства и недостатки различных компоновочных схем. В данном случае нас больше интересует изучение лодочной схемы. Автор работы рассматривает различные способы расположения оперения (рис. 1.1)

.— —. __г ЬгГ 1______

!Ь

1

131 zSfll

Рис. 1.1. Обеспечение поперечной остойчивости.

Вопросы поперечной остойчивости на воде решаются применением подкрыльных поплавков и плавников-жабр. Несущие поплавки (рис.а), частично погруженные в воду имеют большие размеры и массу и повышают лобовое сопротивление. В современных конструкциях применяются редко, как и плавники-жабры (рис.в) и их разновидность - погруженное крыло (рис. г).

Опорные или поддерживающие поплавки (рис. б) устанавливают ближе

к концам крыла ; они не касаются воды при разбеге. Их размеры значительно

меньше, чем несущих, и для уменьшения сопротивления опорные поплавки

часто выполняются убирающимися в полете. При низком расположении

18

крыла над водой поперечная остойчивость может обеспечиваться отгибом вниз герметизированных концевых участков крыла. В полете эти участки выполняют роль концевых шайб, повышающих эффективное удлинение и аэродинамическое качество крыла. Таким образам, используя информацию предоставленную в данной работе, было принято решение использовать лодочную схему с отгибом концевых участков крыла.

В 2008 г. были проведены исследования авторского гидросамолёта в Таиланде. Были применены похожие форма крыла гидросамолёта (L0.25) (поплавок на конце крыла с обратной законцовкой. Высота 25% от хорды) Профиль крыла NACA 23015. Длина размаха 9 м., длина фюзеляжа 6 м., полный вес 400 кг., двигатель Rotax 581- 65 л.с. Были проведены испытание в воздухе. Результаты испытания выявили следующие недостатки.

- Руль высоты медленно реагировал при наборе высоты.

- На разбеге при взлёте винт втягивал воду и из-за этого падала скорость разбега. Причина этого в том, что плавники под фюзеляжем были слишком короткие, и низко расположен винт (однако, при более высоком его расположении терялась бы устойчивость). Мы решили эти проблему таким способом: когда лётчик набирал скорость он должен был отклонять ручку управления вперед, пока самолет не наберет необходимую скорость. После этого ручка управления нужно тянуть на себя. Таким образом, взлет удалось осуществить.

В один из поплавков попала вода, вес консолей оказался не одинаковым. Мы очень серьезно относимся к внешней форме крыла и фюзеляжа и хотим разработать крылья нового типа с улучшенными АДХ.

На следующем этапе появляется необходимость в поиске

дополнительных методов улучшения качества крыла. Было решено

обратиться к исследованиям, связанным с полетом птицы, а в частности к

изучению аэродинамики птичьего крыла. В истории авиации можно

установить несколько периодов, когда среди ученых и изобретателей

19

наблюдался повышенный интерес к идее машущего полета. Этому свою работу посвятил советский инженер И.Н Виноградов [3] В его книге рассмотрены полет и устройство крыльев птиц-парителей с точки зрения современной аэродинамики. Современные исследования по данному вопросу представлены, в частности, работами [4] и В. Боздунов [6].

Ниже приведены основные моменты, которым уделяет внимание И.Н. Виноградов в своей работе. Путем тщательного изучения устройства крыла птицы были обнаружены в нем хорошо известны в самолётостроении элементы механизации (рис. 1.2).

На схеме а показана область решетчатых крыльев системы С.А. Чаплыгина, соответствующая вееру мануса у птицы.

На схеме б мы видим аналогичный алюле пред крылом самолёта и известное многощелевое устройство.

Морская птица фрегат подает пример своеобразного применения закрылка Фаулера. Ее крыло имеет мощную посадочную механизацию, увеличивающую подъемную силу крыла самолёта. Крыло сокола в сочетании с хвостовым оперением дает пример посадочного щитка на самолёте на схеме д показаны средства механизации крыла самолёта.

з

Проницаемость крыла птицы, кроме видимых щелей, обнаруживается также в подслойном прорыве потока в рядах кроющих перьев. Отсюда следует один вывод, что крылья птиц не обладают герметичностью, кроме внешнего обтекания по контуру профиля, они проницаются потоком , воздействующим на пограничный слой. А в итоге на лобовую и подъемную силы крыла. Проницаемость крыла птицы, влияющая на пограничный слой -главное отличие природного крыла от самолётного, см. [3] и на (Рис. 1.3.)

Рис. 1.3. Обтекание при прямом ударе непроницаемого и проницаемого крыла. Схема отсоса и сдувания пограничного слоя.

При рассмотрении полностью раскрытого крыла коршуна установлено, что очертания его профиля изменяются от глубоко-вогнутого при основании до двояковыпуклого (рис. 1.2).

Ввиду эластичности перьев многие исследователи утверждают, что при парении передняя или носовая кромка крыла ниже заднего ребра (рис. 1.4), так что положительного угла атаки по отношению к горизонту у парящей птицы может и не быть.

/

Рис. 1.4. Чертеж крыла коршуна с сечениями.

а

г' ' N

д

Рис. 1.5. Контур крьшьев у парящей птицы а- силуэт коршуна б- силуэт

кондора.

Расположение плечевых костей птицы является наиболее благоприятным для работы крыла на прочность. Из практического самолетостроения, когда центр тяжести (Ц.Т.) совпадает с его центром жесткости (Ц.Ж.), т.е. с той точкой, около которой крыло поворачивается под действием крутящего момента. Аэродинамическая сила приложена в центре давления (Ц.Д). Если все три центра совмещаются в одной точке, то кручения не будет и крыло только изгибается. Эти условия являются необходимыми для устранения вибрации крыла и птицы в совершенстве этим пользуются, избегая возникновения больших силовых напряжений в структуре крыла. Этой особенностью крыла птицы можно воспользоваться при проектировании крыла самолета.

Рис. 1.6. Положение трех центров в крыле птицы.

Рис. 1.7. Положение Ц.Т. и Ц.Ж. в крыле белой куропатки (по опытам ЦАГИ) упругие изменения крыла при разных нагрузках.

Рис. 1.8. Исходная деревянная модель с металлическим предкрылком. Виноградов изготовил различные модели для испытаний в аэродинамической трубе, в том числе и неподвижные модели. Однако мы имеем недостаточно информации о полученных результатах.

В тематическом сборнике научных трудов [46] встречаются исследования АДХ М - и - образных крыльев. Данные расчетов и экспериментальных исследований крыльев М - и XV - образной формы в плане показали, что:

- Несущие свойства таких крыльев при умеренных углах атаки практически не отличаются от КПС и КОС;

- Эти крылья обеспечивают тот же уровень аэродинамического качества, что и КПС;

- Характер их нагружения значительно отличается от КПС, приводя к снижению изгибающих моментов в бортовых сечениях ;

- Заслуживает внимание W-образная форма крыла в плане, позволяющая использовать преимущества эффективности элеронов КОС и получать более низкие уровни изгибающих моментов, что имеет практическое значение при проектировании крыла тяжелых транспортных самолетов.

В некоторых работах большее внимание уделено механизму машущего

полета, а также эффекту проницания крыла воздухом. Например, в работе [7]

представлена глава, посвященная исследованию машущего крыла с

минимальной затратой энергии. Решением задачи минимальной затраты

энергии занимались многие ученые: Джонс (1980), А. Флакс, И. Кру.

Движение машущего профиля, обтекаемого плоскопараллельным потоком

рассмотрели Гаррик (1936), Карман и Брюгерс (1935). В результате этих

исследований была подобрана форма крыльев по типу "чайка", при которой

достигается идеальное распределение добавочной подъемной силы

машущего крыла. Однако машущий полет сложно применять в конструкции

ЛА. Поэтому здесь нас интересует только та часть, в которой описывается и

изучается только форма крыла птицы.

Настоящая работа показывает, как достигается поставленная цель при

использовании готовых, достаточно развитых универсальных программных

гидродинамических продуктов применительно к расчету аэродинамики

дозвуковых и трансзвуковых течений для ЛА [8, 53].

Большинство программных комплексов (как коммерческих — Fluent,

CFX, PHOEN1CS, STAR-CD, NUMECA -FINE, CFD-ACE, ANSYS-FLOTRAN,

FLOW-3D, так и некоммерческих - SINF, FLOWCODE, FlowER и др.)

24

базируется на решении осредненных по Рейнольдсу уравнений Навье-Стокса с применением той или иной замыкающей модели для турбулентности. Вне зависимости от способа интегрирования исходной системы дифференциальных уравнений постановка задачи в любом из этих пакетов подразумевает выполнение одних и тех же процедур: определение границ расчетной области, разбиение области на расчетные ячейки, задание граничных условий, выбор подходящих опций из обширного набора моделей турбулентности и схем дискретизации уравнений. Ввиду общности построения большинства гидродинамических пакетов, в диссертации для тестирования было выбрано два типичных пакета: программный комплекс ANSYS Fluent. (CFX похоже на Fluent) и СНАМ PHOENICS, который оказался сложнее в режиме построения расчетной сетки.

В.А. Джаксбаев и Б.С. Крицкий [52, 54] изучали влияние вихревого потока на возникающие на конце крыла или лопасти вихри. Они рассматривали различные варианты законцовок крыла и лопасти (рис. 1.9). Для расчетов эти ученые применяли математическое моделирование на ЭВМ [51,56].

1 1 Р

————————

| s е • \ \ \

-o-S — X

1-^ z с* 1 Л X ш •Z

ГЧ

Рис. 1.9. Аэродинамическое нагружение концевых сечений лопастей

различной формы.

Глава 2. ОСНОВНЫЕ ПОЛОЖЕНИЯ ИСПОЛЬЗУЕМОГО МЕТОДА ИССЛЕДОВАНИЯ

Приведено описание используемых физико-математических моделей, алгоритмов численного решения осредненных по Рейнольдсу уравнений Навье-Стокса и использумых программных средств.

Общие законы сохранения

В данной работе при численном исследовании параметров обтекания и аэродинамических характеристик крыльев с отклоненными концевыми частями и поплавками на конце использовались следующие уравнения: 1. Уравнение неразрывности или уравнение переноса массы:

(2.1)

др , , , д(руу) = р д1 дх ду дг

Для несжимаемой среды плотность р=сопз1 и из уравнения (2.1) получаем

ди ду 8)У . — + — + — = 0 дх ду дг

(2.2)

здесь и,у, н- - компоненты вектора массовой скорости V .

2. Уравнения переноса количества движения или уравнения Навье - Стокса

для исследования ламинарного течения в окрестности крыла:

сс1и .. др д Ш дх дх

Ж ду ду

рс{\1> _ др д = рТ.——+ — Ж дг дг

д (ди зИ д

+— —+— + —

ду {ду дх) дг

(ди д\\>

// — + — \дг дх

И

'ду 2 ^

2---¿¡1УУ

ду 3

+

(Ж

ду ^дм & ду,

1Й2—--СИуу\ \ дг 3 )

д

+— р

дх V

дх д

И

'ду диУ дх ду;

дх & )\ ду

(д\у ду^

М

1_ V

+

ду дг;

(2.3)

3. Уравнение переноса полной энергии е, записанное в напряжениях рх,р ,рх

де „ А

д1

_ ду _ ду _ ду

—+у-Уе\ = р1—+р— + р-—(Иуд,

дх

ду

дг

(2.4)

где д - вектор теплового потока.

2.1. Осредненные по Рейнольдеу уравнения Навье-Стокса

В случае развитого турбулентного течения в пограничном слое в окрестности крыла уравнения переноса количества движения записываются в виде осредненных по Рейнольдсу уравнений движения турбулентного потока, называемых часто уравнениями Рейнольдса:

ди _ди ди^

и--1-V — + м/—

дх ду дг

эр а—— + /Ли - р

дх

г - до _ дч сН> и--1-V--ни>-

V

дх ду

дг

Оу

+ /ЛV- р

ди'2 [ а(цу) [ д(и'\у') дх ду дг

э(?л7) | дУ1 ]

дх ду дг

_дй> дм

и--ьу--—

дх ду дг

Р

дй ду дм — + — + — = 0, дх ду дг

= -— + ц/±м - р дг

а(цу) | а(уу) | дч>'2 дх ду дг

(2.5)

где черта сверху означает среднее значение параметра среды, а и'У,м>' -компоненты пульсационной скорости. Уравнения Рейнольдса замыкаются соотношениями, являющимися следствиями применения соответствующих моделей турбулентности [9,10].

Если турбулентное течение является квазистационарным, то можно пользоваться осреднением по времени:

(2.6)

Т->00 Т7

<

В случае потока с пространственно-однородной турбулентностью можно ввести в рассмотрение осреднение по пространству:

/>(')= И"»

Г—>СО У

(2.7)

Вообще говоря, процесс осреднения может быть произведен только в тех случаях, когда выполняются определенные условия. Чтобы ясно представить, о каких условиях идет речь, рассмотрим в качестве примера среднюю по времени величину скорости в некоторой точке течения. Эта средняя величина определяется следующим образом:

1

= Иш - |Ч(х,/)Л

(2.8)

где индекс 1-х,у,г. Однако, из практических соображений мы не можем выбрать период осреднения Т бесконечно большим. В потоке могут иметься и очень медленные изменения, которые мы не причисляем к турбулентному движению этого потока, см. рис. 2.1. Ясно, что в выборе пульсаций, подлежащих анализу, имеется определенный произвол.

и*

Т,

Т2

Рис. 2.1. Изменение скорости с течением времени. Считая период времени конечной величиной, определим его среднее значение по формуле:

1 '+Г

(2.9)

при условии Тх «Т«Т2, см. [9,10,13, 31, 38].

2.2. Используемые модели турбулентности

В настоящей работе использовались модели турбулентности [31], основанные на так называемой гипотезе Буссинеска. Эта гипотеза предполагает зависимость, связывающую Рейнольдсовые напряжения с осредненными градиентами скоростей:

__dU- dU j 2

Преимущество используемого подхода заключается в небольших вычислительных ресурсах, что объясняется способом вычисления турбулентной вязкости fit. Гипотеза Буссинеска используется во многих современных моделях турбулентности, например, в модели Спаларта-Альмараса, в модели к-с и ее разновидностях, в модели к-а и мн. др. При этом, в модели Спаларта-Альмараса решается только одно дополнительное дифференциальное уравнение переноса, для турбулентной вязкости, в моделях к-с и к-6) - два дополнительных уравнения.

Список литературы диссертационного исследования кандидат наук Сакорнсин Раттапол, 2013 год

БИБЛИОГРАФИЧЕСКИЙ СПИСОК

1. Арепьев А.Н. Проектирование легких пассажирских самолётов. - М.: Изд-во МАИ, 2006, 640с.

2. Бадягин A.A., Мухамедов Ф.А. Проектирование легких самолётов. -М.: Изд-во Машиностроение, 1978,208с.

3. Виноградов И.Н. Аэродинамика птиц-парителей. - М.: Изд-во ДОСАРМ, 1951,126с.

4. Ruppell G. Bird Flight. - New York: Published by Van Nostrand Reinhold, 1977,191p.

5. Levi Neal, Neal Harrison, Dzelal Mujezinovic. Wingtip Devices. - Virginia Polytechnic Institute and State University, March 29th, 2004,27p.

6. Валерий Боздунов. Принцип горизонтального полета орнитоптера. -Авиация Общего Назначения, 2005, № 10, С.25-29.

7. Джонс Р.Т. Теория крыла. - М.: Изд-во МИР, 1995,206с.

8. Галаев С. А. Численное моделирование течения вязкого газа в решетках осевых турбомашин: методика и результаты применения современных программных средств. - СПб.: Автореферат диссер. к.т.н., Петербургский государственный политехнический университет, 2006, 18с.

9. Frank Т. Zurheide, Matthias Meinke, Wolfgang Schroder. Meandering of Wing-Tip Vortices Interacting with a Cold Jet in the Extended Wake. - High Performance Computing on Vector Systems 2008, Springer, 2009, P.223-242.

10. Chklovski T. Pointed-Tip Wings at Low Reynolds Numbers. - The University of Southern California, USA, www - scf.tisc.edu/ ~ tchklovs, Access January 2012.

11. Иванов И.Э., Крюков И.А. Численное исследование турбулентных течений с ограниченньш и свободным отрывом в профилированных

соплах. - Вестник Московского авиационного института, 2009, Т. 16, №7, С.23-30.

12. Chris Rumsey. Turbulence Modeling Resource. - Lanuiev Research Center, 2013.

13. Mark Guerrero, Dan Clark. Yak 52 Wingtip Design. - San Jose State University, Mechanical Engineering Department // ME195B Senior Design Project Spring 2010, Senior Design Report, 93p.

14. Белов И.А., Емельянов B.H. Разностное моделирование течений газа и жидкости. - Л.: ЛМИ, 1982, 92с.

15. Шлнхтннг Г. Теория пограничного слоя. - М.: Наука, 1974, 712 с.

16. Suhas V. Patankar. Numerical heat Transfer and fluid flow. // Series incomputational methods in mechanics and thermal sciences. Hemisphere, McGRAW - HILL BOOK COMPANY, New York, 1980,197p.

17. Зайцев Д.К., Смирнов П.Е., Якубов. С.А., Балашов М.Е. Комплекс программ для создания блочно-структурированных сеток. // Программные продукты и системы, 2012, №2, с.32-35.

18. Dmitri Xuzmin Introduction (о CFP АпмЬ-^ . // Institute of Applied Mathematics University of Dortmund, 2002,25p.

19. Смирнов B.B. Математическое моделирование. Конспект лекций. -Бийск: Алт. гос. тех. ун-т, БТИ, 2006, 103с.

20. Мунро В. Проектирование и расчет гидросамолетов (Перевод с англ.). -М-Л.: ОНТИ НКТП СССР, 1935, 145с.

21. Аржанкков Н.С., Садекова Г.С. Аэродинамика летательных аппаратов: Учебник для студентов авиационных специальностей вузов. -М.: Высш. шк., 1983, 359с.

22. Th. Streit, A. Ronzheimer and A. BuScher. Numerical analysis of transport aircraft using different wing tip devices. In: New results in numerical and experimental fluid mechanics V. Notes on numerical fluid mechanics and multidisciplinary design, Volume 92, Springer Verlag, 2006, P.59-68.

23. Маскалик А.И., Нагапетян Р.А., Иваненко В.В., Бутлицкин Р.А., Томнлин В.В., Лукьянов А.И. Экраноплан - транспортные суда XXI века. - С-Петербург: Изд-во Судостроение, 2005, 547с.

24. Волков Г. Основы гидроавиации. - М.: Государственное военное издательство наркомата обороны СССР, 1940,248с.

25. Сакорнсин Р., Попов С.А. Улучшение аэродинамических характеристик комбинированного крыла путем добавления треугольного выступа. - Электронный журнал «Труды МАИ», Выпуск № 65, 2013, 29с.

26. Брэдшоу П. Введение в турбулентность и ее измерение. - М.: Мир, 1974,279с.

27. Колесников Г.А., Марков В.К., Михашпок А.А. Аэродинамика летательных аппаратов. - М.: Изд-во Машиностроение, 1993,544с.

28. John D. Anderson, Jr. Fundamentals of Aerodynamics [Hardcover]. -McGraw-Hill Science/Engineering/Math, 3 edition, January 2, 2001, 892p.

29. Бондарев E.H., Дубасов B.T., Рыжов Ю.А. и др. Аэрогидромеханика. -M.: Машиностроение, 1993, 608с.

30. Сакорнсин Р., Попов С.А. Оптимизация аэродинамического облика крыла гидросамолета с поплавком на конце. - Электронный журнал «Труды МАИ», Выпуск № 57,2012, 30с.

31. Wilcox D.C. Turbulence modeling for CFD. Book: DCW Industries Inc., 1993,460р.

32. Самсонов П.Д. Проектирование и конструкции гидросамолётов. - M-Л.: ОНТИ НКТП СССР, 1936, 522с.

33. Liang Yun, Alan Bliault, Johnny Doo. WIG Craft and Ekranoplan: Ground Effect Craft Technology [Hardcover]. - Springer; 1 edition, December 16, 2009, 458c.

34. Денис Хитрых, Сравнительный анализ возможностей ICEM CFD и TGrid для генерации призматических слоев. - Журнал «ANSYS Advantage», № 12, МЭМС и нанотехнологии, 2009.

35. Булат П.В. На пути к пятому и шестому поколению. Часть VI. Сайт. www.paralav.com, 2009,27с.

36. John D. Anderson, Jr. Introduction to Flight [Paperback], - McGraw-Hill Higher Education; 4th edition, March 1,2000,784p.

37. Фоль Тьерри (FR), Жнмене Филипп (FR), Наме Арно (FR). Летательный аппарат с улучшенным центральным обтекателем (патент РФ №> 2424157). - ЭРБЮС ФРАНС (FR), Бюл. № 20, 2011, 23с.

38. Белов И.А., Исаев С.А. Моделирование турбулентных течений. - СПб.: Балт. гос. тех. унив., 2001, 109с.

39. Rhie, С.М. A Three Dimensional Passage Flow Analysis at Centrifugal Compressors / C.M. Rhie // Computers and Fluids. - V. 13. - 1985. - P. 443460.

40. Лойцянский Л.Г. Механика жидкости и газа. - M.: Изд-во Дрофа, 2003, 846с.

41. Бычков И.М. Курс лекций по дисциплине «Основы численного моделирования в аэрогидромеханике», Москва, МАИ, 2008, IИ с.

42. Горяинов А.А. Справочник авиаконструктора. Том 2. Гидромеханика гидросамолета. - М.: Изд-во ЦАГИ, 1938,280с.

43. С. Патанкар Численные методы решения задач теплообмена и динамики жидкости. - М.: ЭНЕРГОАТОМИЗДАТ, 1984, 152с.

44. Robert M. Pinkerton // NACA Report No. 563 Calculated and measured pressure distributions over the miàspan section of the N.A.C.A 4412 airfoil, 1937, P.365-380.

45. Turbulence modeling is a key issue in most CFD simulations. Virtually all engineering applications are turbulent and hence require a turbulence model. — 2013, htti) i/.'www c{ci-on!i!ic.com/\Viki.Tiirbidcncc m ode! in n

46. А.Х. Каримов, А.Е. Козлов, А.Н. Колобков, Г.С. Садекова,

Аэродинамические характеристики М- и W- обратных крыльев.// Исследование аэродинамических характеристик крыла, Сб.науч.тр. МАИ, 1986, С.38-45.

47. Крис Хайнц // Анатомия самолёта типа STOL: Проектирование современного самолёта с коротким взлётом и посадкой. «Форма определяется функцией», nitp.//Www.zeftiihair.corfr/stotuft8G1/uesiufi/dfcisiqft.hüfil, 1998-2009.

48. Curry R.E., Sim A.G. Unique flight characteristics of the AD-1 oblique -wing research airplane. - Journal of Aircraft, vol. 20, June 01, 1983, P.564-568.

49. Robinson M.R., Rodriguez J.M. Coming challenge - Integrating the technologies for forward-swept-wing fighters. - Astronautics and Aeronautics, vol. 19, June 1981, P.56-58.

50. Кирьянов А.Л. Визуальные исследования характера обтекания крыльев обратной стреловидности при дозвуковых скоростях. - В кн.: Исследование аэродинамики характеристик крыла, Сб.науч.тр. МАИ, 1986, С.45-50.

51. Желанннков А.И. Оперативные методы расчёта характеристик вихревого следа за самолётами, Вгсник Харгавського нацюнального ушверситету, Cepiя № 847,2009, С. 184-190.

52. Джаксбаев В.А., Крицкий B.C. Методика расчета нестационарных аэродинамических характеристик летательного аппарата в потоке от несущего винта // Научный Вестник МГТУ ГА, Серия аэромеханика и прочность, № 111, 2007, С.70-73.

53. Вышинский В.В., Петров A.C., By Тхань Чунг. Аэродинамические характеристики профиля крыла с учетом теплообмена с потоком вязкого, сжимаемого газа при дозвуковых скоростях // Научный вестник МГТУ ГА, № 151, 2010, С.7-11.

54. Крицкий Б.С. Моделирование обтекания лопастей несущего винта с различными законцовками // Научный Вестник МГТУ ГА, № 151, 2010,

55. Бурцев Б.Н., Вождаев Е.С., Головкин М.А., Головкина Е.В., Горбань В.П. Влияние на аэродинамику крыла и несущего винта установки небольших концевых крылышек Н Ученые Записки ЦАГИ, том XXXVI, № 3-4, 2005, С.51-58.

56. Аубакнров Т.О., Белоцерковскнн С.М., Желанников А.И., Нншт М.И. Вихревая компьютерная механика жидкостей и газов. Нелинейная теория крыла и ее приложения. Алматы Тылым, 1997, 447с.

57. Соколянский В.П., Малярова Н.Д. Физические особенности глиссирования со скольжением // Труды ЦАГИ, вып.2052, 1980.

58. Соколянский В.П. Особенности аэрогидродинамической компоновки самолета-амфибии А-40 "Альбатрос" // «Техника воздушного флота», том LXX, №5-6, 1996.

59. Соколянский В.П. «Морская авиация России» // Монография, Изд-во "Машиностроение", М., 1996.

60. Соколянский В.П. Гидроавиацию России необходимо развивать ускоренными темпами //Журнал «Полет», №8,2006.

61. Соколянский В.П. Эволюция летательных аппаратов гидроавиации в XXI веке // Журнал «Полет», №3,2009.

62. Вышинский В.В., Судаков Г.Г. Применение численных методов в задачах аэродинамического проектирования // Труды ЦАГИ им.проф. Н.Е. Жуковского, Выпуск 2673,2007, 140с.

С.28-32.