автореферат диссертации по авиационной и ракетно-космической технике, 05.07.03, диссертация на тему:Экспериментальные исследования аэродинамических нагрузок при взаимодействии вихревых порывов с поверхностью крыла

Аннотация

Введение

Глава 1. Постановка задачи

§1.1 Нагрузки, действующие на самолет в неспокойном воздухе

§ 1.2 Задача о попадании самолета в вихревой след

§ 1.3 Взаимодействие вихревых структур с поверхностью крыла

Глава 2. Экспериментальные методы исследования нагрузок от вихревых порывов

§2.1 Методики экспериментов

§ 2.3.2 Некоторые особенности обработки результатов измерений и оценка их точностиЪХ

§ 2.3.3 Основные результаты эксперимента.

§ 2.4.1 Методика эксперимента с консолью крыла

§ 2.4.2 Некоторые особенности обработки результатов измерений и оценка их точности

§ 2.4.3 Основные результаты эксперимента

§ 2.5.1 Методика эксперимента с отсеком крыла

§ 2.5.2 Основные результаты эксперимента

Глава 3. Полуэмпирические и аналитические методы расчета нагрузок от вихревых порывов

§ 3.1 Классификация отрывных течений

§ 3.2 Феноменологическая модель вихрей на профиле

§ 3.3 Система уравнений Эйлера с гармоническими пульсациями

Глава 4. Особенности численного интегрирования газовой динамики в случае расчета вихревых порывов

§4.1 Система уравнений Навье-Стокса

§ 4.2 Пример расчета колеблющейся пластинки

Глава 5. Анализ расчетных и экспериментальных результатов

§5.1 Анализ реакции крыла на вихревой порыв

§ 5.2 Анализ моделирования гармонических колебаний и расчета колеблющейся пластины

§ 5.3 Выводы.

Одним из важнейших критериев безопасной и экономичной эксплуатации летательных аппаратов является обеспечение необходимой прочности конструкции. Уровень нагрузок, которым подвергается летательный аппарат в процессе эксплуатации, может значительно изменяться в зависимости от условий, в которых эксплуатируется тот или иной тип самолета. При этом нагрузки на конструкцию во многом определяются внешними воздействиями, возникающими в процессе эксплуатации. Это статические аэродинамические нагрузки при прямолинейном полете в спокойной атмосфере, и нагрузки возникающие при маневрировании, посадке, транспортировке самолета. Отдельное место здесь занимают динамические нагрузки от воздействия неспокойного воздуха.

В настоящее время уровень развития аэродинамики в области исследования стационарных нагрузок и аэроупругости в области исследования динамических нагрузок на самолет очень высок. Созданы расчетные методы, позволяющие получать достоверные результаты, отработана методика экспериментов. Однако для изготовления летательного аппарата, удовлетворяющего современным требованиям летной годности, необходим учет множества расчетных случаев, отраженных в нормах прочности. Задачу проектирования конструкции летательного аппарата можно упростить путем создания мощных вычислительных комплексов, позволяющих применить многодисциплинарный подход к проектированию. Это позволяет оценить основные характеристики аппарата в предельно сжатые сроки. Системы Автоматического Проектирования (САПР) позволяют производить расчет на прочность, моделировать температурные напряжения, аэродинамические нагрузки, прогнозировать частотные характеристики конструкции, а так же рассчитывать динамические нагрузки на конструкцию.

Наряду с разработкой САПР для летательных аппаратов, задачи моделирования явлений аэроупругости входят в нормативную расчетную документацию. Таким образом, экспериментальные исследования в области нестационарных, существенно нелинейных процессов обтекания крыла, являются на данный момент единственным способом получения достоверных результатов, которые могут использоваться для решения задач, регламентируемых Нормами Прочности Летательных Аппаратов. Нагрузки в неспокойном воздухе, работа систем управления и маневренные нагрузки при воздействии вихревых порывов,-все это сказывается не только на прочности, но и на устойчивости и управляемости летательного аппарата и требует комплексного решения этих задач. В связи с этим тематика диссертационной работы является актуальной и необходимой для решения широкого круга задач аэроупругости и управляемости при проектировании летательных аппаратов.

Теме взаимодействия вихрей с несущими поверхностями в данный момент уделяется особое внимание среди ученых, работающих в области механики жидкости и газа. Это следует из растущего количества статей на эту тему в крупнейших изданиях, посвященных решению прикладных задач механики жидкости и изучению летательных аппаратов. На этом фоне нельзя не отметить материалы конференций AIAA, в которых одно из лидирующих мест по количеству работ занимает тема взаимодействия вихрей в вязком потоке.

Как в нашей стране[13, 14, 23] так и за рубежом [30] регулярно выходят сборники статей и работ, посвященных данной теме, проводится большое количество семинаров и конференций.

Большой вклад в развитие методов получения аэродинамических нагрузок в случаях воздействия на JIA внешних возмущений внесли сотрудники ЦАГИ: В.М Чижов, в области моделирования возмущений в аэродинамических трубах и формирования скосов потока, Осьминин Р.И. в области разработки соответствующих методик и схем экспериментов, Федоров В.И. в разработке технического обеспечения и совершенствования методик эксперимента.

Расчет динамического нагружения самолета при воздействии порывов и непрерывной турбулентности требовал разработки специального программного обеспечения и соответствующих алгоритмов, в этой области большой вклад внесли Кузнецов О.А. - разработка расчетных моделей, Орлова Т.И. - алгоритмизация и разработка программного обеспечения, Цымбалюк В.И. - расчеты влияния повторяемости нагрузок.

В этих работах взаимодействие вихрей изучается не только применительно к задачам динамических нагрузок самолетов[1-б, 17, 18], но и частотных и шумовых характеристик лопастей самолетов и вертолетных винтов, изучения влияния моделей океанских течений и макровихрей[25, 29], интерференция сгенерированных вихрей с несущими поверхностями и органами управления используется при реализации характеристик сверхманевренности[11].

Наряду с классическими задачами аэроупругости, которые требуют изучения этих явлений, непосредственное прикладное значение имеет и относительно новый класс задач, - это обеспечение прочности и управляемости летательных аппаратов при воздействии вихревых следов вблизи аэродромов и исследование динамических нагрузок на самолет на больших углах атаки.

Эксперименты, проведенные в рамках данной работы для решения задач поведения самолета при попадании в вихревой кластер, показывают, что в разделе нестационарной аэродинамики есть обширная область явлений, связанных с инерционно-вязкостным взаимодействием конструкции самолета с вихрями, пока еще не имеющая строгого и последовательного изложения.

В диссертационной работе приводится анализ экспериментальных данных, полученных в период с 1997 по 2001г. Эксперименты, приведенные в работе, проведены в рамках проектов, направленных на изучение вихрей и их взаимодействия с крылом. Использование различных методик и схем эксперимента служило решению следующих задач:

• выявить особенности нестационарных нагрузок, действующих на крыло при воздействии на него однократных ступенчатых порывов;

• определить типы процессов интерференции крыла с вихрем при пересечении крылом пары вихрей;

• исследовать нестационарные нагрузки на крыло при воздействии вихревых порывов различного спектрального состава;

• изучить явления и характерные закономерности при воздействии гармонических порывов воздуха на крыло и конструкцию самолета в целом;

• определить картины обтекания и распределения давления по профилю крыла, при наличии пульсаций скорости в набегающем потоке.

При этом эксперименты охватывали широкий диапазон углов атаки крыла, в том числе диапазон больших и закритических углов атаки.

Научная новизна. Из полученных результатов наиболее важными и новыми являются следующие:

• определены типы взаимодействия пары вихрей с профилем крыла;

• измерены реакции упругого крыла на однократные порывы на больших углах атаки, выявлены характерные зависимости от углов атаки;

• измерены колебания давления по поверхности профиля, при наличии в потоке гармонических пульсаций и при собственных колебаниях профиля на разных углах атаки;

• получены характерные особенности суммирования форм колебаний конструкции самолета;

• получена зависимость приращений давления от угла атаки крыла при гармоническом изменении вертикальной составляющей потока;

• выявлен сдвиг фаз аэродинамической нагрузки относительно порыва на больших углах атаки.

Достоверность полученных результатов подтверждается применением апробированных методов, сопоставлением расчетных и экспериментальных данных, корректной методикой проведения экспериментов.

Практическая ценность работы состоит в разработке методик, позволяющих экспериментально определять основные характеристики нестационарных процессов, протекающих при взаимодействии крыла с вихревыми структурами, и получать значения нестационарных аэродинамических нагрузок при больших углах атаки, и в конкретных результатах исследований.

Полученные результаты по сдвигу фаз и свойств гармоничности и негармоничности колебаний давления и распределения амплитуд этих колебаний по профилю, играют большую роль как при практическом моделировании и расчетах нестационарных аэродинамических нагрузок, так и с точки зрения развития фундаментальной науки.

Личный вклад автора заключается в участии в разработке методик экспериментов, их проведении, подготовке исследуемых образцов и снятии необходимых характеристик. Лично автором проведена обработка полученных результатов и их анализ, классификация и выявление полученных закономерностей, а также подбор соответствующих численных методик расчета.

Реализация работы. Выполненная работа непосредственно связана с тематическим планом института и выполнением зарубежных контрактов ЦАГИ.

Апробация работы. Материалы диссертационной работы докладывались и обсуждались на тематических и международных конференциях, в частности:

XL, XLI, XLII научной конференции Московского физико-технического института, (1997г., 1998г., 1999г.,), г.Долгопрудный;

Всероссийской научно-технической конференции молодых ученых и специалистов, (1998г., 1999г, 2001г.), г.Жуковский;

Международной научно-технической конференции, «Современные проблемы аэрокосмической науки и техники», (2000г.) Москва-Жуковский;

На ХП-й школе-семинаре «Аэродинамика летательных аппаратов», (2001г.), пос.Володарского.

Публикация работы. Материалы диссертационной работы изложены в 8 печатных работах, опубликованных в отечественных изданиях (в т. ч. на английском зыке).

На защиту выносятся результаты экспериментов по определению реакции конструкции крыла при воздействии на него вихревых порывов на больших углах атаки и методики экспериментов, позволяющих достоверно получать динамические нагрузки на крыло и распределений давления при воздействии на крыло гармонических и порывов и вихревых порывов произвольной формы.

Эксперименты охватывали широкий диапазон углов атаки и частот гармонических порывов. В результате получены данные, касающиеся поведения изгибающего момента, абсолютных перемещений самолета и частей конструкции под воздействием ступенчатых и гармонических вихревых порывов; давлений и сил, действующих на крыло на разных углах атаки при воздействии порывов, а так же при собственных колебаниях крыла относительно стационарного потока. Получена зависимость амплитуд колебаний давления от угла атаки крыла при гармонических колебаниях.

Анализ экспериментальных данных позволяет выявить основные особенности процессов нестационарного обтекания крыла на больших углах атаки при воздействии вихревых порывов и наличии в потоке гармонических пульсаций. Полученные в работе данные, в связи с выявленными особенностями нестационарных аэродинамических нагрузок на крыло при больших углах атаки, указывают на необходимость дополнения существующих методов норм прочности.

§5.3 Выводы.

1. Разработаны методики, позволяющие экспериментально определять основные характеристики явлений, возникающих при воздействии вихревых порывов на конструкцию самолета.

2. Показано, что методы проведения экспериментов позволяют получить данные, соответствующие реализации натурных условий, достоверность моделирования которых также подтверждается аналогичными расчетными результатами.

3. Путем проведения эксперимента в гидротрубе показано, что при взаимодействии пары вихрей с профилем крыла возможны различные типы интерференции профиля с вихревыми структурами, приводящие как к разрушению, так и к увеличению интенсивности вихрей.

4. Разработана методика и получены экспериментальные материалы по перемещениям крыла при полете в турбулентной атмосфере, необходимые для определения устойчивости вихревого следа.

5. Исследовано динамическое поведение упругого крыла на больших углах атаки и выявлено, что приращения изгибающего момента при воздействии ступенчатых порывов не зависят от установочного угла атаки крыла.

6. Измерены колебания давления по поверхности профиля при наличии в потоке гармонических пульсаций и при собственных колебаниях профиля на разных углах атаки. Получено, что максимумы амплитуд колебаний давления смещаются от передней кромки к середине профиля при увеличении угла атаки от малых до закритических углов атаки.

7. Выявлен сдвиг фаз между нагрузкой на испытуемый профиль и вертикальной составляющей скорости порыва на больших углах атаки.

1. Матвеев А.В., Взаимодействие структур вихревого следа с профилем крыла, Тезисы докладов XL1.научной конференции Московского физико-технического института, Долгопрудный., 27-28 ноября 1998г.

2. Матвеев А.В., Экспериментальные исследования пространственных перемещений упругой модели при воздействии на нее порывов в потоке АДТ., Тезисы докладов XLII научной конференции Московского физико-технического института, Долгопрудный., 26-27 ноября 1999г.

3. Матвеев А.В., Осьминин Р.И.; Экспериментальные исследования нестационарного взаимодействия колеблющегося профиля с порывом; Отчет ЦАГИ, инв.№4794, 2000г.

4. Белов И.А., Исаев С.А., Коробков В.А., Задачи и методы расчета отрывных течений несжимаемой жидкости. -Л.:Судостроение, 1989.

5. Дж.Бендат, А.Пирсол «Применение корреляционного и спектрального анализа». Москва, «Мир», 1983

6. Дж. Бэтчелор. Введение в динамику жидкости. М., Мир, 1973.

7. Вышинский В.В. Вихревой след самолета, безопасность полета и кризис аэропортов. Ж. Полет 1998.

8. П.Гаррик И.Э. Нестационарные характеристики крыла. Сб. Аэродинамика частей самолета при больших скоростях. Ин.лит., 1959.

9. Динамическое нагружение самолетных конструкций, Сборник статей, Труды ЦАГИ, выпуск 2405, 1988.

10. Емцев Б.Т., Техническая гидромеханика, Машиностроение, 1978 - 463 е., ил.

11. Исследование эволюции вихревого следа за самолетом и безопасность полета. Сборник трудов ЦАГИ, вып. 2622, 1996.

12. Investigation of vortex wake evolution and flight safety problems. Collection of papers, TSAGI, v. 2627, 1997.

13. Кочин H.E., Кибель JI.А., Розе H.B., Теоретическая гидромеханика. Чвсть1, М., Гиз.Физ.мат.лит., 1962.

14. Краснов Н.Ф. Основы аэродинамического расчета. М,: Высшая школа, 1981.

15. Кузнецов О.А., Чижов В.М., Статистическое моделирование безопасности полета самолета при пересечении вихревого следа, ж. Полет , 1999.

16. Kuznetsov О.А., Osminin R.I. «Wind-tunnel investigation of an aircraft model dynamics due to vortex gusts». Trudy TsAGI, Vol.2627, 1997.

17. Ландау Л.Д., Лифшиц E.M., Гидромеханика, M., Наука, 1986.

18. Лойцянский Л.Г. Механика жидкости и газа.-М.: Наука, 1970

19. Михайлов Ю.С., Экспериментальное моделирование воздействия вихревого следа на модель самолета АОН в аэродинамической трубе Т-103 ЦАГИ. Труды ЦАГИ, выпуск 2622, 1996

20. Осьминин Р.И., Чижов В.М. Феноменологическая модель образования скосов потока за решеткой в аэродинамической трубе с открытой рабочей частью. Труды ЦАГИ, выпуск 2622, 1996.

21. Flight safety, aircraft vortex wake and airport operation capacity. Collection of papers. Trudy TsAGI v.2641 1999.

22. Шевелев Ю.Д. Пространственные задачи вычислительной аэрогидродинамики-М.:Наука, 1986.

23. Шлихтинг Г. Теория пограничного слоя, М,: Наука, 1969.

24. Donely Ph. Experimental Investigation of the Normal Acceleration of an Airplane Model in a Cust. NACA TN 706,1939.

25. Moretti G. Orthogonal grids around difficult bodies.AIAA Journal, vol.30,N4, April 1992,p.933-938.

26. Statistical-Discrete-Gust Method for Predicting Aircraft Loads and Dynamic Response. J.G. Jones, AIAA Journal, Vol.26, No4, 1998.

27. John P. Boyd, Hong M. A., Numerical study of elliptical modons using a spectral method, Journal of Fluid Mechanics, vol.221, p.p.597-611, 1990.

28. Y. Couder, C. Basedevant, Experimental and numerical study of vortex couples in two-dimensional flows, Journal of Fluid Mechanics, vol.173, p.p.225-251, 1986.

29. Рис. 1. Установка для визуализации вихрей в гидроканале ГТ-400

30. Рис. 2. Решетка-вихрегенератор, установленная в рабочей части аэродинамической трубы Т-103, с консолью динамически-подобной моделикрыла

31. Рис. 3. Модель в поле гармонических порывов, справа-вверху пятиточечныйприемник воздушного давления

32. Рис. 4 Управление решеткой и сбор информаг^ии осуществлялся при помощи ЭВМ, и аналого-цифровых преобрезователейп

33. Зависимости изгибающих моментов в корне крыла от времени, по шкале с ценой деления 1сек. На всех графиках порыв действует с момента времени f = 1.00 сек, длина записи 5.2сек.1. Время

34. Рис. 1 Изгибающий момент для углов атаки 5° и 10°, для длительностиполуволны порыва 0.1сек.1. Время

35. Рис. 2 Изгибающий момент для углов атаки 5° и 15°, для длительностиполуволны порыва 0.1сек. I1. Времяа = 5 а = 20

36. Рис. 3 Изгибающий момент для углов атаки 5° и 20°, для длительностиполуволны порыва 0.1 сек.1. Времяа = 5-а = 25

37. Рис. 4 Изгибающий момент для углов атаки 5° и 25°, для длительностиполуволны порыва 0.1 сек.1. Время

38. Рис. 5 Изгибающий момент для углов атаки 5° и 30°, для длительностиполуволны порыва 0.1сек.

39. Влияние длительности порыва на величину динамической реакции крыла на уг ле атаки 5° показано на рис. 6-9.

40. Длительность полуволны L=0.1 и 0.21. Вре мя

41. Рис. 6 Влияние длительности порывов 0.1 и 0.2 сек на величину динамической реакции крыла для угла атаки 5°.1. Время

42. Рис. 7 Влияние длительности порывов 0.1 и 0.3 сек на величину динамической реакции крыла для угла атаки 5°.

43. Длительность полуволны L=0.1 и L=0.41.= 0,1 L = 0,4

44. О.ООВ-ОО 1.00Е+02 2.00&02 3.00&02 4.00&-02 5.00В-02 6.00&-021. Время

45. Рис. 8 Влияние длительности порывов 0.1 и 0.4 сек на величину динамической реакции крыла для угла атаки 5°.-6.00Е-01

46. Длительность полуволны L=0.1 и L=0.5-L = 0,1 L = 0,5

47. O.OOB-OO 1.00B-02 2.00Б-02 3.00В-02 4.00&-02 5.00&-02 6.00&-021. Время

48. Рис. 9 Влияние длительности порывов 0.1 и 0.5 на величину динамической реакции крыла для угла атаки 5°.