Управление вихревым обтеканием сверхзвуковых манёвренных самолётов на больших углах атаки тема диссертации и автореферата по ВАК РФ 05.07.01, кандидат наук Осипов Константин Анатольевич

• Осипов Константин Анатольевич
• кандидат наук
• 2019

Оглавление диссертации кандидат наук Осипов Константин Анатольевич

Введение

Глава 1. Обзор литературы по теме диссертационной работы

Глава 2. Методика численного моделирования вихревого обтекания на больших углах атаки

2.1. Выбор модели турбулентности

2.2. Построение расчётных сеток для численного моделирования вихревого обтекания

2.3. Граничные условия

2.4. Стационарное приближение

Глава 3. Численные исследования вихревого обтекания треугольного крыла в диапазоне углов атаки а = 0 ^ 55°

3.1. Сравнение результатов численных расчётов с экспериментальными данными. Симметричные решения

3.2. Асимметрия «взрыва» вихревых структур при критических углах атаки и нулевом угле скольжения. Явление двойного «взрыва» вихря

3.3. Сравнение по предельным линиям тока. Влияние угла стреловидности

3.4. Выводы к главе

Глава 4. Численные исследования особенностей вихревого обтекания модели манёвренного самолёта с оребрённой носовой частью в широком диапазоне углов атаки и скольжения

4.1. Результаты расчётных исследований модели манёвренного самолёта

при различных углах атаки с нулевым углом скольжения

4.1.1. Численные расчёты продольных аэродинамических характеристик модели без переднего горизонтального, вертикального и горизонтального оперений

Стр.

4.1.2. Численные расчёты продольных аэродинамических характеристик модели без переднего горизонтального оперения, с вертикальным и горизонтальным оперениями

4.2. Результаты расчётных исследований модели манёвренного самолёта при фиксированных значениях углов атаки в широком диапазоне углов скольжения

4.3. Управление вихревым обтеканием модели манёвренного самолёта с помощью носовых щитков при больших углах атаки

4.3.1. Влияние положения носового щитка относительно оребрённой носовой части фюзеляжа модели

4.3.2. Влияние угла стреловидности носового щитка на продольные и боковые аэродинамические характеристики модели

4.4. Численные исследования влияния переднего горизонтального оперения на аэродинамические характеристики модели манёвренного самолёта

4.5. Выводы к главе

Глава 5. Численные исследования влияния формы передней кромки наплыва

на аэродинамические характеристики крыла сложной формы в плане

5.1. Выводы к главе

Глава 6. Численные исследования влияния мини-щитков, установленных на

задней кромке стреловидного крыла, в диапазоне углов атаки а = 0 — 85°

6.1. Выводы к главе

Общие выводы и заключение

Список литературы

Список сокращений и условных обозначений

АДТ - аэродинамическая труба

ДБР - диэлектрический барьерный разряд

ВО - вертикальное оперение

ГО - горизонтальное оперение

ЛА - летательный аппарат

НТР - новые технические решения

ПГО - переднее горизонтальное оперение

РЛ-заметность - радиолокационная заметность

САХ - средняя аэродинамическая хорда

СГФ - средняя горизонталь фюзеляжа

СЛАУ - система линейных алгебраических уравнений

УПЧН - управляемые поворотные части наплыва

ЦПВО - цельноповоротное вертикальное оперение

AMG - алгебраический многосеточный метод

CFD - вычислительная аэрогидродинамика

DES - метод моделирования отсоединённых вихрей

DNS - прямое численное моделирование

DRSM - дифференциальные модели напряжений Рейнольдса

FVM - метод конечного объема

LES - метод моделирования крупных вихрей

RANS - уравнения Навье-Стокса, осреднённые по Рейнольдсу

RSM - модели напряжений Рейнольдса

S-A - однопараметрическая модель Спаларта-Аллмараса

SGS - подсеточные напряжения в методе моделирования крупных вихрей

SST - двухпараметрическая модель Ментера о переносе сдвиговых

напряжений

URANS - нестационарные уравнения Навье-Стокса, осреднённые по Рейнольдсу

а - угол атаки в - угол скольжения

ywr - амплитуда колебаний по крену wing rock 6¿y - символ Кронекера

Л - ширина фильтра в методе моделирования крупных вихрей

£ - скорость диссипации кинетической энергии турбулентности

П - сужение крыла

А - удлинение крыла

Ак - масштаб длины Колмогорова

Ат - масштаб длины Тейлора

ц - коэффициент динамической вязкости

цт - коэффициент вихревой (турбулентной) вязкости

Msgs - коэффициент подсеточной вязкости

V - коэффициент кинематической вязкости

vt - коэффициент кинематической вихревой вязкости

р - плотность

x¿y - тензор напряжений

фПГО - угол отклонения переднего горизонтального оперения Хп.к. - угол стреловидности по передней кромке W - характерная частота турбулентных пульсаций

- тензор завихренности Ьа - аэродинамическая хорда крыла с - относительная толщина

Сх, Су, Cz - коэффициенты аэродинамических сил в связанной системе координат

Сха, Суа, Cza - коэффициенты аэродинамических сил в скоростной системе координат

Суа - производная от коэффициента подъёмной силы по углу атаки Ср - коэффициент давления

Си - число Куранта

Е(к) - спектральная плотность

Е - энергия на единицу массы

к0 - полная энтальпия

к - кинетическая энергия турбулентности

К - аэродинамическое качество

I - характерный размер крупных энергосодержащих вихрей Ь - длина крыла

тх,ту,т2 - коэффициенты продольного и боковых моментов в связанной системе координат

тв, тв - производная от коэффициентов боковых моментов по углу

скольжения

М - число Маха

р - статическое давление

Рг - число Прандтля

рт - опорное статическое давление

Рк - производство кинетической энергии турбулентности

Ре - производство диссипации

Яе - число Рейнольдса

Яц - тензор напряжений Рейнольдса

Бц - тензор скоростей деформации

Т - статическая температура

и\ - компонента скорости

ит - скорость набегающего потока

у+ - безразмерное расстояние до стенки

Введение диссертации (часть автореферата) на тему «Управление вихревым обтеканием сверхзвуковых манёвренных самолётов на больших углах атаки»

Введение

Ключевые слова: манёвренный самолёт, наплыв, треугольное крыло, носовые щитки, мини-щитки, переднее горизонтальное оперение, аэродинамика, аэродинамические характеристики, большие углы атаки, вихревое обтекание, разрушение («взрыв») вихря, двойной «взрыв» вихря, интерференция, численное моделирование, СББ, уравнения Навье-Стокса, ЯАКБ, двухпараметрические модели турбулентности, к — ^ 55Г, коррекция на кривизну линий тока.

Сверхзвуковые манёвренные самолеты, как правило, являются многорежимными летательными аппаратами (ЛА), и каждое их новое поколение определяется своим набором приоритетных требований (например, увеличением аэродинамического качества на сверхзвуковых скоростях полёта, уменьшением радиолокационной заметности (РЛ-заметности), улучшением аэродинамических характеристик (АДХ) на больших углах атаки для улучшения его манёвренности) и специфических задач. Аэродинамические компоновки таких самолётов отличаются сложностью геометрических форм и всякий раз являются уникальными. По этой причине формирование аэродинамического облика конкретной компоновки таких ЛА требует расширения объёма расчётных и экспериментальных весовых и физических исследований. Несмотря на это, в течение жизненного цикла продолжаются экспериментальные исследования в аэродинамических трубах (АДТ) и лётные испытания по доводке компоновок манёвренных самолётов, связанные с обнаружением новых аэродинамических особенностей, которые не были выявлены в процессе научно-исследовательских и опытно-конструкторских работ (НИОКР), или с уточнением или предъявлением к самолёту новых требований.

Актуальность темы исследования определяется одним из приоритетных требований, предъявляемых к современным сверхзвуковым манёвренным самолётам, а именно - требованием сверхманевренности.

Сверхманевренность предполагает выход ЛА на большие углы атаки. Выход на большие и закритические углы атаки сопровождается формированием и взаимодействием вихревых структур, образующихся на элементах самолёта -носовой части фюзеляжа, корневых наплывах и консолях крыла, существенным образом влияющих на продольные и боковые АДХ самолёта. Несмотря на большое количество работ и существенный прогресс в области теоретической, экспериментальной и вычислительной аэродинамики, проблема исследований вихревого обтекания на больших углах атаки геометрически сложных компоновок, какими являются манёвренные самолёты, является сложной задачей и относится к разряду фундаментальных проблем. В связи с этим во всем мире продолжается интенсивное накопление знаний в этой области исследований.

Сверхзвуковые манёвренные самолёты выполняют целый комплекс задач на различных режимах полёта (от малых дозвуковых до сверхзвуковых скоростей) в широком диапазоне углов атаки (вплоть до закритических значений). В данной работе исследуются режимы дозвукового вихревого обтекания модели манёвренного самолёта при около- и закритических углах атаки.

Объект исследования. В качестве объекта исследований рассматривается поисковая модель сверхзвукового манёвренного самолёта, выполненная в нормальной аэродинамической схеме с оребрённой носовой частью, крылом умеренного удлинения и стреловидности (Рисунок В. 1).

Рисунок В.1. Поисковая модель манёвренного самолёта

Работа проведена в рамках научно-исследовательской работы (НИР) «Разработка технологии проектирования и испытаний комплекса моделей для

создания научно-технического задела манёвренных самолётов» (Государственный контракт с Министерством промышленности и торговли №11411.1000400.18.039 от 23.12.2011 г.).

Предмет исследования. В работе исследуются структура обтекания модели для углублённого понимания связи интегральных АДХ с особенностями вихревого обтекания в широком диапазоне углов атаки и скольжения (явлением «взрыва» вихрей, перемещением точки «взрыва» вверх по потоку, асимметричным разрушением при обтекании со скольжением, интерференцией вихревых структур), а также различные способы управления вихревым обтеканием с целью создания управляющих сил и моментов за счёт воздействия на вихревые структуры (устойчивость вихрей, траекторию и их взаимодействие). Следует подчеркнуть, что под управлением вихревым обтеканием понимается воздействие на структуру вихревого обтекания за счёт установки различных щитков на оребрённой носовой части, переднего горизонтального оперения (ПГО) и мини-щитков.

Степень разработанности темы. Рабочий диапазон углов атаки современных сверхзвуковых манёвренных самолётов ограничен в основном величинами а < 25 — 28°. Выход на большие около- и закритические углы атаки пока не является обычным в практике пилотирования и возможен только в динамическом режиме (например, «кобра Пугачёва»). По этой причине изучение АДХ в полёте на таких углах атаки требует соответствующего расширения экспериментально-расчётных исследований, связанных с особенностями вихревых течений, чувствительных к изменению формы и геометрических параметров компоновки, то есть научно-технического задела.

Цель данной работы состоит в разработке методики расчётов вихревого обтекания компоновок манёвренных самолётов в широком диапазоне углов атаки и скольжения, выявлении связи продольных и боковых интегральных АДХ с особенностями вихревого обтекания («взрывом» вихрей, перемещением точки «взрыва» вверх по потоку, асимметричным разрушением вихревых структур, интерференцией) и отработке различных способов управления вихревым обтеканием с целью создания управляющих сил и моментов. Следует отметить, что

работа в целом является созданием научно-технического задела для аэродинамического проектирования компоновок перспективных манёвренных самолётов с целью поиска новых технических решений на основе более углублённого понимания структуры вихревого обтекания.

Решены следующие задачи:

- разработана методика численного моделирования вихревого обтекания манёвренных самолётов в широком диапазоне углов атаки и скольжения для определения АДХ;

- изучены особенности вихревого обтекания модели манёвренного самолёта с оребрённой носовой частью и их связь с изменением продольных и боковых АДХ;

- показан механизм влияния ряда технических средств на вихревое обтекание и АДХ модели манёвренного самолёта:

а) влияние ПГО на увеличение подъёмной силы и уменьшение нелинейности продольных моментов в диапазоне углов атаки а = 19-35°;

б) уменьшение нелинейности зависимости Суа(а) модели с помощью установки носовых щитков в диапазоне углов атаки а = 16 — 24° без приращений коэффициента продольного момента на кабрирование;

в) создание значительных управляющих моментов по крену за счёт одностороннего выпуска носовых щитков;

г) создание значительных приращений коэффициентов подъёмной силы и продольного момента на пикирование в диапазоне углов атаки а = 0 — 85° с помощью мини-щитков малой относительной высоты, установленных на задней кромке крыла модели перпендикулярно к поверхности.

Научная новизна работы заключается в том, что:

- создана методика расчётов вихревого обтекания для определения АДХ манёвренных ЛА на больших углах атаки с помощью глубокого тестирования результатов расчёта с использованием большого массива экспериментальных данных ЦАГИ;

- на примере треугольного крыла показано существенное влияние коррекции на кривизну линий тока в к — ы ББТ модели на распределённые характеристики в

ядрах вихрей, а также нелинейность в зависимости положения «взрыва» вихрей по углу атаки;

- получены несимметричные решения с двойным «взрывом» вихря на треугольном крыле при критическом угле атаки и нулевом скольжении;

- показано влияние особенностей вихревого обтекания модели: устойчивости вихревых структур, явления «взрыва» вихрей, асимметричного разрушения при обтекании со скольжением и интерференции - на нелинейности в интегральных характеристиках;

- показано влияние ряда технических средств на структуру вихревого обтекания и изменение АДХ модели при больших углах атаки:

а) ПГО на улучшение продольных АДХ;

б) носовых щитков на продольные АДХ и возможность создания боковых управляющих моментов при их одностороннем отклонении. Также определено их оптимальное положение на носовой части, максимальным образом влияющее на структуру вихревого обтекания и АДХ;

в) мини-щитков, установленных на задней кромке стреловидного крыла перпендикулярно к поверхности, для создания приращений продольного момента на пикирование в диапазоне углов атаки до а~90°.

Теоретическая значимость работы.

1. Показано, что стандартная к — ^ 55Г модель турбулентности с коррекцией на кривизну линий тока позволяет моделировать явление «взрыва» вихревых структур, что даёт возможность определения уточнённого критерия устойчивости вихрей, а также более глубокого понимания физики явления.

2. Получено, что коррекция на кривизну линий тока существенно влияет на распределённые характеристики в ядре вихря и нелинейность при перемещении «взрыва» вихрей по углу атаки, что является предпосылкой для уточнения эмпирических функций, модифицирующих производство кинетической энергии турбулентности в уравнениях переноса для кинетической энергии турбулентности и скорости диссипации кинетической энергии турбулентности, выраженную через характерную частоту турбулентных пульсаций.

Практическая значимость работы.

1. Используемая методика расчётов даёт возможность численного моделирования особенностей вихревого обтекания геометрически сложных компоновок манёвренных самолётов в широком диапазоне углов атаки и скольжения, таких как разрушение вихревых структур, перемещение точки «взрыва» вихрей вверх по потоку при увеличении угла атаки, асимметричное разрушение вихрей при обтекании со скольжением, а также выполнения оптимизационных задач по улучшению АДХ, характеристик устойчивости и управляемости современных и перспективных манёвренных ЛА.

2. Получены результаты, расширяющие представление о вихревых структурах, формирующихся при обтекании компоновок манёвренных самолётов, и их взаимодействии на больших углах атаки.

3. Результаты исследования демонстрируют возможность воздействия на структуру вихревого обтекания при больших углах атаки с целью направленного влияния на аэродинамические характеристики компоновки.

4. Особенности вихревого обтекания (например, по «взрыву» вихревых структур и интерференции) могут быть использованы в практике предварительного проектирования перспективных манёвренных самолетов и выборе способов управления вихревым обтеканием на больших углах атаки.

5. По структуре вихревого обтекания, траектории вихрей, положению «взрыва» вихревых структур можно оценивать примерное размещение вертикального и горизонтального оперений для улучшения характеристик устойчивости и управляемости манёвренных ЛА и уменьшения бафтинговых нагрузок, в частности, по осреднённому полю кинетической энергии турбулентности.

Внедрение результатов. Получено три акта о применении результатов диссертационной работы в ПАО «Компания «Сухой» «ОКБ Сухого», АО «РСК «МиГ» и ФГУП «ЦАГИ им. проф. Н.Е. Жуковского». Результаты работы как по методике расчётов вихревого обтекания на больших углах атаки, так и по способам воздействия на структуру вихревого обтекания для создания управляющих сил и

моментов используются в практике предварительного аэродинамического проектирования перспективных сверхзвуковых манёвренных самолётов.

Методология и метод исследования базируются на опыте ЦАГИ в проведении как экспериментальных исследований в аттестованных аэродинамических трубах, а также численных расчётов с помощью современных методов вычислительной аэрогидродинамики СБЭ.

Достоверность результатов, полученных в численных СБЭ-расчётах, обосновывается тщательным проведением анализа сеточной сходимости, шага по времени, машинной точности, а также сравнением с большим массивом экспериментальных данных как по треугольному крылу, так и по модели манёвренного самолёта по различным интегральным характеристикам (коэффициентам подъёмной силы, сопротивления, аэродинамического качества, продольного и боковых моментов) в широком диапазоне углов атаки и скольжения, по положению «взрыва» вихрей, предельным линиям тока на несущих поверхностях, а также с численными работами других авторов.

На защиту выносятся:

- методика расчётов вихревого обтекания в широком диапазоне углов атаки и скольжения для определения интегральных характеристик манёвренных самолётов;

- результаты численных расчётов вихревого обтекания треугольного крыла при критическом угле атаки и нулевом скольжении, характеризующегося несимметричным разрушением вихревых структур, а также двойным «взрывом» вихря;

- результаты численного моделирования влияния вихревых структур, их устойчивости и взаимодействия, на продольные и боковые АДХ модели манёвренного самолёта в широком диапазоне углов атаки и скольжения;

- результаты исследований по управлению вихревым обтеканием модели манёвренного самолёта с помощью ПГО для улучшения продольных АДХ, носовых щитков для создания управляющих сил и моментов на больших углах

атаки и мини-щитков, установленных на задней кромке крыла, для создания приращений продольного момента на пикирование до углов атаки а « 90°.

Личный вклад автора. Автор работы участвовал в проведении экспериментальных исследований тематической модели манёвренного самолёта в АДТ малых дозвуковых скоростей ЦАГИ и провел сравнение полученных результатов с расчётными исследованиями интегральных характеристик модели. Выполнил большой объём численного моделирования трёхмерного вихревого обтекания модели в широком диапазоне углов атаки и скольжения и выявил связь интегральных АДХ со структурой вихревого обтекания. Провел поисковые исследования по управлению вихревым обтеканием за счёт воздействия на структуру вихревого обтекания, «взрыв» вихрей, интерференцию с помощью различных технических средств.

Соответствие паспорту специальности. Содержание диссертации полностью соответствует паспорту специальности 05.07.01 по следующим пунктам:

- расчётные и экспериментальные исследования аэродинамических характеристик летательных аппаратов и их элементов;

- исследования влияния сложных течений газа на аэродинамические характеристики летательных аппаратов;

- управление процессами обтекания летательных аппаратов. Апробация работы. Основные положения диссертации докладывались на

следующих научных конференциях и семинарах:

1) XXVIII научно-техническая конференция по аэродинамике. «Исследование влияния разрушения вихрей на аэродинамические характеристики. Управление вихревым обтеканием модели манёвренного самолёта с помощью носовых щитков при больших углах атаки» (п. Володарского, 2017);

2) Международный авиационно-космический научно-гуманитарный семинар им. братьев Белоцерковских Сергея Михайловича и Олега Михайловича. «Управление вихревым обтеканием сверхзвуковых манёвренных самолётов на больших углах атаки» (Москва, 2018);

3) научные семинары по аэродинамике в ПАО «Компания «Сухой» «ОКБ Сухого» и АО «РСК «МиГ». «Управление вихревым обтеканием сверхзвуковых манёвренных самолётов на больших углах атаки» (Москва, 2018);

4) 17-ая Международная конференция «Авиация и Космонавтика». «Влияние взрыва вихрей на нелинейности в продольных и боковых аэродинамических характеристиках модели манёвренного самолёта» (Москва, 2018);

5) 61-ая Всероссийская научная конференция МФТИ. «Влияние взрыва вихревых структур на аэродинамические характеристики модели сверхзвукового манёвренного самолёта на больших углах атаки» (Жуковский, 2018).

Публикации. По теме диссертационной работы опубликовано 5 научных статей, из них 3 в изданиях, входящих в перечень ВАК РФ.

Структура и объем работы. Диссертация состоит из списка сокращений и условных обозначений, введения, шести глав, общих выводов и заключения и списка литературы, включающего 136 наименований. Текст диссертации включает в себя 191 страницу, 99 иллюстраций и 1 таблицу.

Во введении сформулированы актуальность темы исследования и цель данной работы, указаны решённые задачи, обоснована научная новизна, отмечены теоретическая, практическая значимости и достоверность результатов, приведены пункты по соответствию паспорту специальности «05.07.01 Аэродинамика и процессы теплообмена летательных аппаратов», перечислены основные публикации и конференции.

В главе 1 дан аналитический обзор источников литературы. Рассмотрено 116 источников литературы по теме диссертационной работы. Кроме того, некоторые источники, например, [1, 2], являются результатом большого количества статей различных авторов, в частности, по исследованию вихревого обтекания, АДХ ЛА на больших углах атаки, многочисленных экспериментальных исследований на различных режимах (числах Маха и Рейнольдса), проведенных в АДТ ЦАГИ. В данной главе приведен краткий обзор различных (активных и пассивных) способов

управления вихревым обтеканием ЛА, улучшающих продольные и боковые АДХ на больших углах атаки.

В главе 2 уделяется большое внимание методике численного моделирования применительно к аэродинамике манёвренных самолётов на больших углах атаки -выбору подхода для моделирования турбулентных течений (DNS, LES, DES, RANS), модели турбулентности для замыкания соответствующих уравнений движения и учёта турбулентности на характеристики течения, особенностям построения расчётных сеток для моделирования вихревых течений, постановке граничных условий.

В главе 3 приведены результаты численного моделирования вихревого обтекания треугольного крыла в широком диапазоне углов атаки. Представлено сравнение результатов численных расчётов с имеющимися экспериментальными данными, проведёнными в АДТ. Сравнение проводилось по интегральным характеристикам, положению «взрыва» вихря в зависимости от угла атаки, что особенно важно для корректного описания нелинейного поведения интегральных характеристик манёвренных самолётов на больших углах атаки, предельным линиям тока на поверхности крыла. Анализируются особенности вихревого обтекания, в частности, явление «взрыва» вихревых структур и его влияние на АДХ крыла. Получены несимметричные решения на треугольном крыле при критических углах атаки и нулевом угле скольжения, характеризующиеся двойным «взрывом» вихря.

В главе 4 представлены результаты численного исследования вихревого обтекания модели манёвренного самолёта с оребрённой носовой частью в широком диапазоне углов атаки и скольжения. Показано влияние «взрыва» вихря на продольные и боковые АДХ модели. Анализируются особенности вихревого обтекания оребрённой носовой части и влияние сходящих вихревых структур как на продольные, так и боковые АДХ всей модели в целом и отдельных её элементов. Представлены результаты численного исследования влияния ПГО, установленного на оребрённой носовой части, с целью воздействия на носовой вихрь и последующего влияния на АДХ крыла. Также исследуется возможность

управления вихревым обтеканием для создания боковых управляющих моментов модели с помощью установки щитков на оребрённой носовой части.

В главе 5 приведены результаты численных расчётов по влиянию степени заострения передней кромки наплыва на АДХ крыла сложной формы в плане (крыло+наплыв). Исследуются особенности вихревого обтекания, положение «взрыва» вихрей и их взаимодействие при изменении степени заострения наплыва.

В главе 6 представлены результаты численных расчётов по влиянию мини-щитков, установленных на нижней поверхности стреловидного крыла в области задней кромки, на продольные АДХ крыла в широком диапазоне углов атаки, вплоть до закритических значений, а = 0 — 85°. Также исследуется их влияние на структуру вихревого обтекания на верхней поверхности крыла, разрушение и интенсивность вихревых структур, распределённые характеристики (распределение коэффициента давления на поверхности и в различных сечениях крыла).

В общих выводах и заключении представлены основные результаты работы.

Основные результаты работы получены автором лично и опубликованы в 3 статьях в журналах списка ВАК (объёмом 4.85 п.л.), а также в журналах, которые не входят в список ВАК (2 статьи).

Статьи, опубликованные в изданиях, входящих в список ВАК:

1. Осипов К.А. Исследование структуры дозвукового вихревого обтекания модели манёвренного самолёта методами вычислительной аэродинамики // Учёные записки ЦАГИ. Т. ХЬУП, №7, 2016. С. 15-32. (2.25 п.л.).

2. Осипов К.А. Влияние разрушения вихрей на боковые аэродинамические характеристики модели манёвренного самолёта // Учёные записки ЦАГИ. Т. ХЬУШ, №2, 2017. С. 3-12. (1.3 п.л.).

3. Осипов К.А. Управление вихревым обтеканием модели манёвренного самолёта с помощью носовых щитков при больших углах атаки // Учёные записки ЦАГИ». Т. ХЬУШ, №8, 2017. С. 16-25. (1.3 п.л.).

Статьи, опубликованные в других изданиях:

4. Осипов К.А. Исследование влияния разрушения вихрей на аэродинамические характеристики. Управление вихревым обтеканием модели манёвренного самолёта с помощью носовых щитков при больших углах атаки // Материалы XXVIII научно-технической конференции по аэродинамике. ЦАГИ, 2017. С. 184-185. (0.1 п.л.).

5. Осипов К.А. Влияние взрыва вихрей на нелинейности в продольных и боковых аэродинамических характеристиках модели манёвренного самолёта // 17-я Международная конференция «Авиация и космонавтика - 2018». Москва. Тезисы. С. 42-43. (0.14 п.л.).

Глава 1. Обзор литературы по теме диссертационной работы

Одной из основных особенностей сверхзвуковых манёвренных самолётов является применение стреловидных крыльев, позволяющих сместить начало возникновения волнового кризиса в область более высоких значений чисел Маха [1, 2]. Известно, что при обтекании стреловидных крыльев за счёт перетекания воздуха по размаху происходит утолщение пограничного слоя в области концевых сечений, что способствует более ранним отрывам потока. При увеличении угла атаки отрыв с концевых сечений крыла перемещается в центральную область, что способствует резкому уменьшению коэффициента подъёмной силы, тряске и, в конечном итоге, сваливанию. Данные эффекты проявляются более отчетливо при умеренных углах стреловидности по передней кромке хп.к. [1, 2].

Одним из наиболее эффективных средств увеличения несущих свойств стреловидного крыла на больших углах атаки являются передние наплывы [2-11]. Использование наплывов основано на обтекании треугольных крыльев с острыми передними кромками. На треугольных крыльях по мере увеличения угла атаки формируются мощные вихревые структуры, сходящие вдоль всей передней кромки. Это достаточно сильное вихревое движение упорядочивает обтекание на верхней поверхности крыла. Сгенерированные вихри создают дополнительное разрежение на крыле, в результате увеличивается подъёмная сила и продольный момент на кабрирование. Эти вихри оказывают определяющее влияние на коэффициент подъёмной силы и продольного момента до очень больших значений углов атаки (а« 25 — 40°) [12-38]. Следует отметить, что по различным проблемам вихревых и отрывных течений жидкости и газа было проведено огромное количество теоретических и экспериментальных исследований, например, в работах учёных и специалистов ЦАГИ [39-41].

Однако при некотором значении угла атаки вихревые структуры разрушаются [42-59], что приводит к резкому увеличению коэффициента давления

за точкой «взрыва» вихря. «Взрыв» вихря уменьшает темп нарастания коэффициента подъёмной силы по углу атаки [1, 2]. В работе [17] также отмечается, что при обтекании треугольных крыльев со скольжением на больших углах атаки вихревые структуры с подветренной и наветренной сторон разрушаются несимметричным образом, что приводит к потере поперечной устойчивости. Как известно, увеличение угла стреловидности крыла затягивает разрушение вихрей до несколько больших значений углов атаки. На Рисунке 1.1 изображено влияние угла стреловидности передней кромки треугольного крыла на точку разрушения вихрей [60].

<0 --

-- -

• 66 О 75 ■ 60 О 80 ♦ 65 0 82 Д 70

О .20 .40 .60 .80 1.00

х/с0

Рисунок 1.1. Влияние угла стреловидности хп.к. треугольного крыла и угла атаки

на положение «взрыва» вихрей [60]

При ненулевом угле скольжения (в ^ 0) эффективный угол стреловидности Хэф крыла с наветренной стороны уменьшается, а с подветренной - увеличивается (Рисунок 1.2). В результате вихрь с наветренной стороны разрушается раньше, а с подветренной - позже. Подобная асимметрия в обтекании приводит к поперечной неустойчивости ЛА [1, 2]. Необходимо отметить, что интерес как к экспериментальным, так и теоретическим исследованиям «взрыва» вихрей главным образом обусловлен тем, что разрушение вихрей зачастую приводит к существенному изменению продольных и боковых АДХ ЛА, гистерезисным явлениям в подъёмной силе и продольном моменте по углу атаки.

Рисунок 1.2. Влияние угла скольжения на асимметрию «взрыва» вихрей на разных

консолях крыла [60]

Существует два основных типа «взрыва» вихрей, наиболее часто встречающихся при обтекании треугольных крыльев, крыльев сложной формы в плане и манёвренных самолётов: пузыревидный и спиралевидный [45]. Например, на Рисунке 1.3 изображены два различных типа разрушения на треугольном крыле при обтекании потоком воды со скоростью и = 5.08 см/с в гидродинамической трубе [45].

Список литературы диссертационного исследования кандидат наук Осипов Константин Анатольевич, 2019 год

- — —

—

-Д-

модель без щитков носовой щиток х = 77.4° носовой щиток х = 80°

—А— носовой щиток х = 82.5°

Рисунок 4.36. Влияние угла стреловидности носовых щитков на АДХ модели

манёвренного самолёта

Увеличение угла стреловидности носового щитка приводит к росту коэффициента подъёмной силы Суа в диапазоне углов атаки а = 16 — 35°. Более того, при угле стреловидности щитка х = 82.5° удаётся продлить линейную зависимость Суа на Да = 8° (до углов атаки а = 24°), даже с некоторым увеличением производной Суа. Данный прирост в коэффициенте подъёмной силы

связан не с увеличением несущих свойств носовой части модели, а с улучшением обтекания консолей крыла модели за счёт изменения интерференции между консольным и носовым вихрями (см. Рисунок 4.37). По этой причине, несмотря на существенное увеличение коэффициента подъёмной силы, коэффициент продольного момента практически не изменяется до углов атаки а « 24° (см. Рисунок 4.36). При дальнейшем увеличении угла атаки а > 24°, с одной стороны, эффект прироста подъёмной силы на крыле от взаимодействия с носовым вихрем уменьшается, с другой стороны, увеличиваются несущие свойства носовой части модели за счёт нарастания интенсивности вихрей по мере увеличения угла атаки, в результате коэффициент продольного момента т2 модели получает приращение на кабрирование (см. Рисунок 4.36).

С

уа

1,0

крыло

-е

к

|Ч

ч

N

\

■

\ у

-

0 10 20 30

—□— модель без щитков —■— носовой щиток х = 77.4° — — носовой щиток х = 80° —носовой щиток х = 82.5°

Рисунок 4.37. АДХ крыла модели манёвренного самолёта

Зависимость аэродинамического качества модели с носовым щитком с углом стреловидности х = 82.5° от коэффициента подъёмной силы Суа показана на Рисунке 4.38. Наибольшая величина приращения аэродинамического качества Д^ « 1 достигается при угле атаки а « 20°.

К

л

1 \

4

1 \

\

/

/

Ел

н

-0,5

0,0

0,5

1,0

С

уа

-□— модель без щитков -■— носовой щиток х = 82.5"

Рисунок 4.38. Влияние угла стреловидности носового щитка на аэродинамическое

качество К

В численных расчётах также исследовано влияние асимметричного выдвижения носовых щитков на боковые аэродинамические характеристики при угле атаки а = 25° и нулевом скольжении в = 0°: угол стреловидности правого носового щитка составляет хправ.н.щ. = 82.5°, левый носовой щиток не выдвинут. При таком асимметричном выдвижении щитков возникают отрицательный коэффициент поперечного момента тх « -0.034 и положительный коэффициент момента рыскания ту « 0.0022. Появление отрицательного коэффициента поперечного момента тх объясняется тем, что вихрь на правой консоли крыла становится более устойчивым, вследствие чего создается большая подъёмная сила, положительный коэффициент момента рыскания ту связан с тем, что правый носовой вихрь создаёт меньшее разрежение в правой части носа модели (см. Рисунок 4.39). Таким образом, с помощью асимметричного отклонения носовых щитков можно получать боковые управляющие моменты (тх и ту).

5

0

С

Рисунок 4.39. Распределение коэффициента давления Ср на модели при асимметричном выдвижении носовых щитков (М = 0.15)

4.4 Численные исследования влияния переднего горизонтального оперения на аэродинамические характеристики модели манёвренного самолёта

В данном разделе представлены результаты численных исследований по влиянию переднего горизонтального оперения (ПГО) на продольные аэродинамические характеристики. На Рисунке 4.40 представлена модель манёвренного самолёта с установленным ПГО.

Рисунок 4.40. Установка переднего горизонтального оперения (ПГО) на модели

манёвренного самолёта (без ГО и ВО)

Также исследовались экспериментально и численно различные углы установки ПГО относительно оси вращения (фПГО = ±5°; ±10°). Следует сказать, что данное ПГО отличается от классических (например, на Су-37, Saab JAS 39

Gripen, Saab 37 Viggen) не только по расположению, но и по своему назначению. ПГО располагалось на оребрённой носовой части модели.

Основная причина установки ПГО заключалась в том, что оребрённая носовая часть создаёт большие кабрирующие моменты за счёт формирования интенсивных вихревых структур с острых кромок. Предполагалось, что с помощью ПГО можно воздействовать на траекторию вихревых структур, сходящих с оребрённой носовой части модели, плавно переходящей в наплыв, и тем самым влиять на несущие свойства консолей крыла за счёт благоприятной интерференции вихрей (носового и консольного). Следует также отметить, что примерное положение установки ПГО, в частности, было обусловлено предварительными численными расчётами по исследованию особенностей вихревого обтекания модели в широком диапазоне углов атаки.

На Рисунке 4.41 представлено сравнение результатов численных исследований с аэродинамическими характеристиками, полученными в АДТ ЦАГИ Т-102.

C

-0,5

1 Фпго=°0 Cxa 0,750,500,250,00- —п— Расчет —■— Эксперимент (АДТ ЦАГИ Т-102)

i i i i

J

* Y Фпго=°° у

J/

г

—□— Расчет

Эксперимент (АДТ ЦАГИ Т-102)

0 0 10 20 30 a 10 0 10 2 0 3 0 a

mZ —п— Расчет

фпг ^ = 0° V v 1

0, 0- --Я-

а

Рисунок 4.41. Сравнение результатов численных расчётов на модели с ПГО с экспериментальными данными (АДТ ЦАГИ Т-102). М = 0.15

Удовлетворительное согласование расчётных и экспериментальных данных Суа(а), Суа(а) и т2 наблюдается во всем диапазоне углов атаки (а = 0 ^ 35°). Также для различных углов отклонения ПГО фПГО отмечалось удовлетворительное согласование с экспериментом. Как можно убедиться из Рисунка 4.42, ПГО положительным образом влияет на АДХ модели манёвренного самолёта при достаточно больших углах атаки (а > 20°), увеличивая коэффициент подъёмной силы Суа и создавая дополнительное приращение продольного момента т2 на пикирование. Однако в диапазоне углов атаки а = 0 ^ 18° появляется небольшое приращение продольного момента на кабрирование по сравнению с базовой моделью без ПГО (см. Рисунок 4.42).

С

уа

1,0 ■

0,5-

Эксперимент (АДТ ЦАГИ Т-102) —л— модель без ПГО —■— модель с ПГО

□

г/

я'

1 * ■О'

Фпго=0° м

1

т

0,0-

-10

10

20

30

а

-0,1

Эксперимент (АДТ ЦАГИ Т-102) —□— модель без ПГО —■— молепь с ПГО

Фпг ^ = 0

гг" д

.СГ" -и*

/

-и

-10

10

20

30

а

Рисунок 4.42. Влияние ПГО на АДХ модели (М = 0.15)

На Рисунках 4.43-4.45 представлена вихревая структура в виде пространственных линий тока, что позволяет понять основные особенности влияния ПГО на АДХ.

-0,5

0

0

а = 32° а =35°

Рисунок 4.43. Влияние ПГО на вихревую структуру течения в диапазоне углов

атаки (М = 0.15)

а = 32° а = 35°

Рисунок 4.44. Влияние ПГО на вихревую структуру течения в диапазоне углов

атаки (вид сверху). М = 0.15

а = 32°

Рисунок 4.45. Влияние ПГО на вихревую структуру течения (вид спереди).

М= 0.15

Уже при незначительных углах атаки за счёт скосов потока формируется вихрь на верхней поверхности ПГО. При а = 8° вихрь разрушается практически над задней кромкой ПГО. При дальнейшем увеличении угла атаки точка «взрыва» вихря перемещается вверх по потоку. При а = 12° положение «взрыва» вихря практически достигает передней кромки ПГО. Из зависимостей АДХ различных элементов модели манёвренного самолёта, представленных на Рисунке 4.46, можно видеть изменение аэродинамических характеристик ПГО по углу атаки.

Видно, что при увеличении угла атаки незначительно увеличиваются несущие свойства ПГО (до а = 12°). Вследствие того, что ПГО расположено перед центром масс самолёта, появляются кабрирующие продольные моменты. При а > 12° коэффициент подъёмной силы начинает убывать из-за полностью отрывного обтекания над верхней поверхностью ПГО. Также отмечается уменьшение кабрирующих продольных моментов. Однако следует отметить, что

коэффициенты подъёмной силы и продольного момента ПГО при увеличении угла атаки практически не изменяются (см. Рисунок 4.46).

АДХ

По мере увеличения угла атаки с носовой части фюзеляжа формируется вихревая структура, сходящая вдоль всей оребрённой кромки. Вихрь проходит под нижней поверхностью ПГО (см. Рисунки 4.43-4.45). Установка ПГО влияет на траекторию носового вихря, несколько отклоняя его от плоскости симметрии модели. Как можно убедиться из пространственных линий тока, носовой и консольный вихри достаточно сильным образом взаимодействуют друг с другом. Уже при а = 16° носовой вихрь расположен несколько ближе к консольному (см. Рисунок 4.43-4.44). При а = 20° вихри объединяются практически в области стыка между крылом и фюзеляжем (Рисунок 4.47).

Однако за счёт того, что при приближении вихрей друг к другу индуцированные скорости от вихрей направлены в противоположные стороны, мощность консольного вихря уменьшается за счёт «трения» вихрей друг об друга, но при этом за положением «взрыва» вихрей область отрывного потока занимает большую часть крыла по сравнению с базовой моделью без ПГО (несмотря на

«взрыв» вихря), что приводит к улучшению аэродинамических характеристик крыла за условным центром масс модели (см. Рисунок 4.47). При а = 24° вихри объединяются в области формирования консольного вихря, то есть в самом стыке консоли крыла с фюзеляжем, при этом увеличивается не только радиус ядра вихря, но и его интенсивность, как видно из распределения числа Маха на пространственных линиях тока (см. Рисунок 4.47), что приводит к созданию дополнительного разрежения на крыле. За положением «взрыва» вихревая структура воздействует на большую часть крыла, также при этом увеличивая несущие свойства крыла и создавая дополнительные приращения продольного момента на пикирование.

На первый взгляд может показаться, что установка ПГО перед центром масс модели должна создавать дополнительные кабрирующие моменты за счёт добавления дополнительных несущих поверхностей, однако, как следует из вышесказанного, ПГО воздействует на траекторию носового вихря, что приводит к благоприятной интерференции вихрей (носового и консольного). В результате улучшается аэродинамика консолей крыла на больших углах атаки, а именно увеличивается коэффициент подъёмной силы и создаются дополнительные приращения продольного момента на пикирование.

При дальнейшем увеличении угла атаки а = 28° носовой вихрь натыкается на ПГО за счёт того, что точка положения «взрыва» носового вихря достигает передней кромки ПГО, что приводит к резкому увеличению его радиуса, а также некоторого смещения траектории вихря вверх относительно модели за счёт увеличения угла атаки. При а > 28° носовой вихрь проходит над верхней поверхностью ПГО, как видно из рисунка 4.45. Вихри, сходящие как с носовой части фюзеляжа, так и с ПГО, уходя вниз по потоку, воздействуют на фюзеляж модели, в частности, мотогондолы, увеличивая при этом его несущие свойства.

М

а= 24°

а = 24°

Рисунок 4.47. Сравнение пространственных линий тока на модели с ПГО и без него при фиксированных углах атаки. М = 0.15

Отклонение ПГО на положительный угол ф = +10° практически не влияет на коэффициенты подъёмной силы и продольного момента (см. Рисунок 4.48). При отклонении ПГО на отрицательный угол ф = -10° уменьшается коэффициент подъёмной силы (ДСуа ~ -0.14) на больших углах атаки вследствие того, что большая часть носового вихря наталкивается на ПГО и проходит над его верхней поверхностью, а также создаются дополнительные приращения продольного

момента на пикирование Лш2 « -0.025 (при а > 25°) за счёт самого ПГО (см. Рисунок 4.48).

С ■ Эксперимент (ДЕТ ЦАГИ Т-102) __ГП-,

уа

Эксперимент (АДТ ЦАГИ Т-102) —о— Без ПГО -•- с ПГО (фпго=00) с ПГО (фпго=+100) с ПГО (фпго=-100)

А

*

а* *

г V

м-

ъ

Эксперимент (АДТ ЦАГИ Т-102) —о— Без ПГО — с ПГО (Фпго=0°=00) с ПГО (фпго=+100) -а- с ПГО (фпго=-100)

а

Я Д-

и, г. —^ /V -Л. ¥ ■Ы- А.

1» =6 -П

а -10

а

Рисунок 4.48. Влияние отклонения ПГО на АДХ модели манёвренного самолёта.

М = 0.15

Таким образом, получено (как экспериментально, так и численно), что с помощью установки ПГО (фПГО = 0°) можно добиться улучшения аэродинамических характеристик модели за счёт улучшения аэродинамики крыла на больших углах атаки (а = 19 ч 35°). Отклонение ПГО на положительные углы не изменяет продольные АДХ на больших углах атаки, при отклонении на отрицательные углы уменьшается подъёмная сила за счёт ухудшения несущих свойств крыла, а также создаются дополнительные приращения на пикирование.

0

10

20

30

0

10

20

30

4.5. Выводы к главе 4

1. Выполнено численное исследование аэродинамики модели манёвренного самолёта в широком диапазоне углов атаки и скольжения. Расчётные аэродинамические характеристики модели манёвренного самолёта удовлетворительно согласуются с продольными и боковыми экспериментальными характеристиками. Показано, что численные расчёты с моделью турбулентности к — ^ 55Г с коррекцией на кривизну линий тока на расчётных сетках с учётом всех основных особенностей обтекания модели (вихревой след, интенсивные вихревые структуры) в целом правильно отражают многообразие аэродинамических явлений, протекающих при обтекании модели манёвренного самолёта:

• формирование вихревых структур;

• разрушение вихрей;

• перемещение точки «взрыва» вихрей вверх по потоку при увеличении угла атаки;

• асимметричное развитие вихревых структур на левой и правой консолях крыла, оребрённой носовой части при наличии углов скольжения вследствие изменения эффективного угла стреловидности с наветренной и подветренной сторон модели.

Изучено влияние развития вихревых структур, сходящих с оребрённой носовой части, на продольные и боковые аэродинамические характеристики модели, а также отдельных её элементов. Отмечается сильное влияние явления «взрыва» вихревых структур, сходящих с оребрённой носовой части и консолей крыла, на боковую устойчивость модели.

Также получено, что число Рейнольдса не влияет существенным образом на интегральные АДХ модели манёвренного самолёта и положение «взрыва» вихревых структур, сходящих с носовой части фюзеляжа и консолей крыла. Влияние числа Рейнольдса можно ожидать на АДХ ЛА, где крылья и передние наплывы имеют достаточную относительную толщину с.

2. Результаты численных исследований структуры вихревого обтекания и суммарных АДХ в зависимости от угла стреловидности и положения носовых щитков относительно носовой части модели показали, что носовые щитки могут существенным образом влиять на продольные и боковые аэродинамические характеристики модели манёвренного самолёта с оребрённой носовой частью за счёт воздействия на вихревую систему при больших углах атаки а=16-35°:

а) наиболее переднее расположение носового щитка, рассмотренное в данных исследованиях, приводит к максимальному увеличению коэффициента подъёмной силы, увеличению линейного участка зависимости Суа(а) в область более высоких углов атаки (Да = 4°). До углов атаки а = 24° коэффициент продольного момента практически не изменяется, при а > 24° - получает

дополнительное приращение на кабрирование. Максимальное приращение аэродинамического качества составило Д^ «0.8.

б) увеличение угла стреловидности носового щитка (х = 77.5,80,82.5°), расположенного в передней части носа модели, приводит к увеличению коэффициента подъёмной силы на больших углах атаки: при угле стреловидности щитка х = 82.5° линейная часть Суа увеличивается на Да = 8° (от угла атаки а = 16° до а = 24°). До углов атаки а = 24° коэффициент продольного момента практически не изменяется, при а > 24° - получает дополнительное приращение на кабрирование. Максимальное приращение аэродинамического качества составляло Д^ « 1.

в) отклонение носовых щитков с одной стороны может быть использовано для создания боковых управляющих моментов. Показано, что выпуск щитка с одной стороны носовой части фюзеляжа позволяет создавать существенные значения коэффициента поперечного момента тх « -0.034. При отклонении только левого носового щитка вверх на больших углах атаки создаётся отрицательный момент рыскания, например, при а « 35° - ту « -0.004.

3. Выполнены численные исследования влияния установки ПГО на продольные аэродинамические характеристики. Удовлетворительное согласование расчётных и экспериментальных данных по интегральным характеристикам Суа(а), Сха(а) и ш2(а) наблюдается во всем диапазоне углов атаки (а = 0 ^ 35°). Также для различных углов отклонения ПГО фПГО отмечалось удовлетворительное согласование с экспериментом. По результатам расчётных и экспериментальных исследований получено, что установка ПГО положительным образом влияет на АДХ модели манёвренного самолёта при достаточно больших углах атаки (а > 19°), увеличивая коэффициент подъёмной силы примерно на ДСуа « 0.2 и создавая дополнительное приращение продольного момента примерно на Дт2 « - 0.04 на пикирование. В диапазоне углов атаки а = 0 ^ 18° появляется небольшое приращение продольного момента на кабрирование (Дш2 « 0.01) по сравнению с базовой моделью без ПГО. Главным образом, положительный эффект

от установки ПГО связан с воздействием на траекторию вихревых структур, сходящих с оребрённой носовой части, что приводит к благоприятной интерференции носового и консольного вихрей. В результате улучшается аэродинамика крыла на больших углах атаки, а именно увеличивается коэффициент подъёмной силы и создаются дополнительные приращения продольного момента на пикирование.

Отклонение ПГО на положительный угол ф = +10° практически не изменяет продольные АДХ модели. При отклонении ПГО на отрицательный угол ф = -10° уменьшается подъёмная сила (ДСуа « -0.14) на больших углах атаки, а также создаются дополнительные приращения продольного момента на пикирование Дш2 « -0.025 (при а > 25°).

Глава 5. Численные исследования влияния формы передней кромки наплыва на аэродинамические характеристики крыла сложной формы в

В данной главе представлены результаты численного исследования влияния формы передней кромки наплыва на АДХ крыла сложной формы в плане. Рассматривались три варианта острой передней кромки наплыва с углами фп.к. = 45°, 70°, 100° (см. Рисунок 5.1).

После соответствующего анализа сходимости результатов по сетке в дальнейших численных расчётах использовалась расчётная сетка с ~25 млн. ячеек на половину модели. Для корректного описания и развития турбулентного пограничного слоя значение у+ выбиралось порядка единицы. Также в сетке большое внимание уделялось необходимой мелкости ячеек в области прохождения вихревых структур, сходящих с крыла и наплыва, вихревому следу за крылом. Внешние границы области отнесены на достаточное расстояние от модели. Численные расчёты выполнены при малых дозвуковых скоростях М = 0.15 при различных углах атаки а = 20, 24, 28, 32, 35°.

Как было отмечено ранее, скруглённая передняя кромка треугольного крыла приводит к тому, что с передней кромки формируется вихревой жгут с некоторой задержкой по длине крыла, поскольку при недостаточно больших углах атаки поток пытается обогнуть скруглённую переднюю кромку, плавно обтекая её,

плане

Рисунок 5.1. Крыло сложной формы в плане

поэтому в случае скруглённой передней кромки формирование вихря зависит от многих геометрических параметров и режимов обтекания, например, радиуса передней кромки, угла стреловидности крыла, угла атаки, числа Рейнольдса. Кроме того, для скруглённой передней кромки ядро вихря располагается ближе к несущей поверхности, а также вихрь имеет меньшую интенсивность по сравнению с острой передней кромкой, приводя к меньшему значению разрежения. Влияние радиуса затупленной передней кромки треугольного крыла было исследовано, например, в работе [61].

На Рисунке 5.2 представлено влияние формы передней кромки наплыва на АДХ крыла сложной формы в плане, консоли крыла и наплыва. На Рисунках 5.35.4 представлены распределение коэффициента давления по поверхности и вихревые структуры, сходящие с консоли крыла и наплыва.

Из Рисунка 5.2 видно, что заострение передней кромки наплыва увеличивает коэффициент подъёмной силы Суа при углах атаки 20° < а < 28°. Например, при а = 20° максимальная разница в коэффициенте подъёмной силы достигает значений ДСуа « 0.22, при а = 24° - ДСуа « 0.12. При а > 28° форма кромки практически не влияет на зависимость коэффициента подъёмной силы Суа от угла атаки. При а = 20° увеличение степени заострения передней кромки (ф = 45°) приводит к уменьшению кабрирующих моментов, действующих на крыло сложной формы в плане, в силу того, что при данном угле атаки вихрь, сходящий с наплыва, больше влияет на часть крыла, расположенную за условным центром масс. Однако при а > 24° за счёт перемещения точки «взрыва» вихря, сходящего с наплыва, вверх по потоку, а также интенсификации вихревых структур увеличение степени заострения передней кромки наплыва приводит к увеличению кабрирующих моментов (см. Рисунок 5.2).

C

ya

Крыло+Наплыв — 45o — 70o _а— 100o

C

ya

0,15

0,00

20

m.

0,15 ■

0,00 ■

20

—i---1—

25

m

z.

0,2 -

0,1

0,0'

a

o

Наплыв -■- 45o —□— 70o -A- 100o lili.

C

1,1

1,0

0,9

30

35

a

Крыло -■- 45o —□— 70o —A— 100o

■ 1,

с

\ \

\

\ \

\ \

\ \ ■

\ \

\ \

i К ч

s, = ts

»ti

1

20 25 30 35

a

Крыло+Наплыв -■— 45o ^^ 70o 100o

N

"7 — —Г

/у

V

20 25 30 35

m

a

—i---—

Наплыв —■— 45o

^^ 70o —100o

1-1-1-!-

25

30

35

a

35 a

Рисунок 5.2. Влияние формы передней кромки наплыва на АДХ крыла сложной

формы в плане, консоли крыла и наплыва

1,5

1,0

20

25

30

35

20

25

30

а

Ф = 45е

ф = 70°

ф = 100е

а = 20°

а = 24°

а = 28°

Рисунок 5.3а. Распределение коэффициента давления на крыле сложной формы в

плане (М = 0.15)

с.

р

а = 32°

а = 35°

Ф = 70°

Ф = 100е

Рисунок 5.3б. Распределение коэффициента давления на крыле сложной формы в

плане (М = 0.15)

м

с.

V

а = 24°

а = 28°

Рисунок 5.4а. Визуализация вихревых структур с помощью пространственных линий тока на крыле сложной формы в плане (М = 0.15)

М ■:

1 ср

ф = 45°

ф = 70°

ф = 100°

а = 32°

а = 35°

Рисунок 5.4б. Визуализация вихревых структур с помощью пространственных линий тока на крыле сложной формы в плане (М = 0.15)

Следует также отметить, что изменение степени остроты передней кромки влияет не только на интенсивность и траекторию вихря с наплыва, но и на характеристики консольного вихря за счёт их взаимной интерференции (см. Рисунок 5.3). Например, на Рисунке 5.3а видно, что при а = 20° и 24° разрежение на поверхности от консольного вихря изменяется в зависимости от траектории и интенсивности наплывного вихря.

При увеличении угла атаки а > 28° положения «взрыва» вихрей достигает области стыка наплыва с консолью крыла. Из Рисунков 5.3 и 5.4 видно, что