автореферат диссертации по авиационной и ракетно-космической технике, 05.07.01, диссертация на тему:Исследование интерференции двигателя и планера пассажирского самолета интегральной схемы

Введение.

Список основных обозначений.

Используемые индексы.

1. Математическая постановка задачи и метод ее решения.

1.1 Математическая постановка задачи.

1.2 Методика расчета обтекания летательного аппарата идеальным газом.

1.3 Расчет параметров пограничного слоя методом Репика.

1.4 Адаптация расчетной сетки методом Брэкбилла-Зальцмена.

2. Верификация расчетной методологии.

2.1 Сравнение расчетов автора с другими известными методами.

2.2 Построение математической модели аэродинамической трубы ТПД.

2.3 Сравнение результатов расчета с экспериментальными данными.

3. Расчет характеристик планера самолета интегральной схемы.

3.1 Методика определения коэффициентов интерференции.

3.2 Описание самолета интегральной схемы.

3.3 Расчет обтекания изолированного фюзеляжа и крыла.

3.4 Расчет обтекания крыла в компоновке с фюзеляжем.

4. Исследование интерференции двигателя и планера самолета интегральной схемы.

4.1 Методика расчета тяги двигателя.

4.2 Построение математической модели самолета интегральной схемы с активным диском.

4.3 Исследование влияния двигателя и пилона двигателя на аэродинамические характеристики планера самолета.

4.4 Влияние планера самолета интегральной схемы на характеристики двигателя.

Выводы.

В последнее время во всех областях деятельности человека активно внедряются быстродействующие вычислительные машины. В своих работах академик Самарский А.А. замечает: "Широкое применение математических методов позволяет поднять общий уровень теоретических исследований, дает возможность проводить их в более тесной связи с экспериментальными исследованиями" [1]. Численный расчет широко используется в процессе проектирования летательных аппаратов. Это объясняется рядом причин, среди которых можно отметить следующие:

• простота изменения формы исследуемого летательного аппарата (J1A).

• возможность моделирования JIA реальных размеров при реальных параметрах полета (высота, температура, плотность, число Рейнольдса).

• использование предварительных данных для уменьшения трудоемкости подготовки и проведения эксперимента в аэродинамических трубах (АДТ) [2]. Подготовка эксперимента в АДТ требует несколько месяцев (проектирование и изготовление модели, установка ее в АДТ, обработка результатов). Наличие математической модели исследуемого явления позволяет значительно сократить указанный цикл, особенно его начальную стадию.

Возможны различные схемы внедрения расчетных методологий в практику проектирования современных JIA. В конструкторских бюро авиационной промышленности используют расчеты на ЭВМ как на предварительной стадии проектирования, так и на этапе подготовки к эксперименту в аэродинамических трубах. Это приводит к необходимости разработки расчетных программ различного типа. Среди них особое место занимают сложные программы, которые учитывают влияние основных элементов АДТ на обтекание модели JIA. Применение таких программ позволяет значительно сократить время предварительной подготовки эксперимента и уменьшить объем пусков в аэродинамических трубах [3]. Они оказываются полезными на этапе обработки экспериментальных данных, так как позволяют учесть влияние ЛДТ на результаты исследования. Например, сопоставление данных двух расчетов (с державкой и без державки модели) дает оценку влияния державки на результаты испытаний. Аналогичным образом учитывается влияние стенок ЛДТ и т.д.

При создании облика современного JIA важнейшую роль играет исследование влияния его частей друг на друга. Такое влияние называется интерференцией. Проблемой интерференции занимаются различные исследователи с использованием как экспериментальных, так и расчетных методов. Например, задача об интерференции крыла и фюзеляжа, обтекаемых под углом атаки, решена академиком Дородницыным А. А. в 1943 году [4]. Несущая система в его работах рассматривается в виде комбинации плоского прямоугольного крыла и тонкого осесимметричного тела, не создающего собственной подъемной силы. Эффект фюзеляжа моделируется системой источников-стоков и диполей, а крыло заменяется вихревой линией, пересекающей фюзеляж и имеющей переменную циркуляцию. Для циркуляции крыла в присутствии фюзеляжа получено интегродифференциапьное уравнение, для решения которого предложен метод итераций, причем на каждой итерации решается обычное уравнение Прандтля с возникающим здесь свободным членом.

Но на обтекание крыла влияет не только фюзеляж, но и двигатель. На современном уровне эта задача решается комбинацией экспериментальных исследований и компьютерных расчетов. В книге под редакцией доктора Дмитриева В.Г. [5] показано, что ЦАГИ является ведущим предприятием как по экспериментальным исследованиям, так и в области расчетных технологий. Важно, что все разрабатываемые в ЦАГИ технологии находят практическое применение. Например, в основе методологии, разработанной в НИО-2 ЦАГИ (Скоморохов С.И, Баринов В.А.) [5], лежат параметрические экспериментальные данные, полученные в результате исследований интерференции планера и гондолы двигателя в присутствии пилона [6]. При этом показано, что на докритических числах Маха набегающего потока (М,ф=0.6-Ч).7) интерференция крыла и фюзеляжа незначительна. При больших числах Маха ситуация изменяется, появляется положительная интерференция, которая уменьшает коэффициент аэродинамического сопротивления компоновки по сравнению с суммой коэффициентов сопротивления изолированного фюзеляжа и изолированного крыла. Известно, что крейсерская скорость современных гражданских самолетов лежит в диапазоне чисел Маха 0.78-^0.82 (современные разработки проводятся вплоть до числа М=0.95). Это приводит к тому, что при проектировании транспортных самолетов необходимо использовать расчетные методы учитывающие явление интерференции. Пренебрежение указанным явлением приводит к появлению недопустимых погрешностей уже на предварительной стадии проектирования.

Особую ценность для практических приложений имеют экспериментальные данные [6], которые позволяют получить зависимости, описывающие влияние гондолы двигателя на аэродинамические характеристики всего самолета. Показано, что на крейсерском режиме полета для самолета традиционной схемы расположение гондолы двигателя на крыле оказывается более выгодным по сравнению с расположением этой же гондолы на хвостовой части фюзеляжа. Кроме того, подкрыльевая компоновка двигателя имеет меньший коэффициент аэродинамического сопротивления, чем надкрыльевая. Полученные в [6] экспериментальные данные позволяют определить поправки, связанные с присутствием работающего двигателя. Это особенно важно в тех случаях, когда необходимо предсказать с высокой точностью аэродинамические характеристики проектируемого самолета на этапе проработки его компоновочной модели.

Значительный интерес представляет подход, предложенный в НИО-1 ЦАГИ [5] (Третьяков В.Ф.). В гондолу модели самолета помещается имитатор, который достаточно хорошо моделирует работу реального двигателя. Это позволяет получить влияние струи работающего двигателя на аэродинамические характеристики самолета с максимальной точностью. Указанный подход также широко используется за рубежом, например в аэродинамических трубах ETW (Германия) и ARA (Великобритания).

При обработке экспериментальных данных удается получить большинство необходимых для практических целей параметров. Исключение составляет проблема интерференции. По результатам весовых испытаний трудно отделить аэродинамические характеристики планера от характеристик двигателя. Это приводит к невозможности сделать вывод о том, какое влияние оказывает двигатель на обтекание планера и наоборот. При использовании вычислительных технологий эти ограничения частично снимаются. Это связано с тем, что при обработке результатов численного расчета возможно интегрирование параметров течения в произвольно выбранных областях. Наиболее надежным является подход, в котором используются как расчетные, так и экспериментальные данные. Например, используя расчет, можно получить интерференционные параметры, а путем сопоставления расчетных и экспериментальных данных выполнить их корректировку [7].

Рассмотрим основные подходы к моделированию двигателя в численном расчете. На практике часто применяется метод Симметричных Особенностей [8]. Расчет проводится в два этапа. На первом этапе используется полная система уравнений Эйлера и определяются возмущения, вносимые двигателем в окружающий поток [9]. На втором этапе указанные возмущения вносятся в алгоритм определения симметричных особенностей, который собственно и применяется для расчета параметров интерференции. Преимущество данной методологии заключается в быстроте вычислений. С другой стороны указанная методология является приближенной, так как планер самолета в свою очередь влияет на двигатель, а, соответственно, и на возмущения, вносимые в поток этим двигателем. С точки зрения автора данной работы преимущество имеют те методы, в которых двигатель и планер рассчитываются совместно. Указанному требованию удовлетворяет метод дискретных вихрей [10,11]. Но в этом методе, есть ограничения, связанные с областью применимости линейных уравнений. Кроме того, замена в расчете реальной модели самолета на чрезвычайно простую схему вихрей приводит к дополнительным потерям точности.

Значительные успехи достигнуты в ЦИЛМ (Центральный Институт Авиационного Моторостроения), где разработаны различные подходы к решению задачи моделирования двигателя в численном расчете. Здесь следует отметить работы А.Н Крайко, Р.К. Тагирова, В.Е. Макаров, МЛ. Иванова и. др. Наиболее подходящим для целей данной работы является метод, основанный на технологии "вихревых дисков" [12]. "Вихревые диски" — это специальные граничные условия, которые обеспечивают скачкообразное изменение параметров потока в заданных областях. Это позволяет моделировать прохождение потока через венцы вентилятора, турбины и других устройств двигателя. Параметры на "вихревых дисках" берутся из эксперимента или из приближенного расчета. Преимущество данного метода состоит в том, что он естественным образом включается в схему полного расчета самолета и позволяет исследовать прохождение различных возмущений через двигатель, а также исследовать их влияние на его работу. Однако, при использовании данной модели есть ряд существенных ограничений. Во-первых, необходимо обеспечить стыковку метода с основной методологией и обеспечить суммарную устойчивость расчетного алгоритма. Во вторых, полученная таким образом математическая модель самолета требует больших ресурсов, что существенно увеличивает время расчета на ЭВМ. В ряде случаев возможно упрощение. Например, в данной работе часто используется более простая модель "активного диска" [13], которая не моделирует течение внутри двигателя.

В условиях современного рынка, когда важны даже незначительные улучшения интегральных характеристик всего самолета, так же возникает проблема влияния планера самолета на характеристики двигателя. Автор не встречал в литературе комплексные исследования в данном направлении. Сложность данной задачи заключается в том, что необходимо моделировать планер самолета и двигатель с одинаковой точностью. Кроме того, необходимо иметь возможность выделить характеристики отдельно планера и отдельно двигателя. Из всего вышесказанного можно сделать вывод о том, что необходимо тщательно подойти к выбору метода расчета обтекания ЛА.

В настоящее время разработано достаточно много методов расчета обтекания, как изолированных крыльев, так и полных компоновок летательных аппаратов. Для предварительной оценки аэродинамических характеристик применяются панельные методы [8,14-19]. Преимущество этих методов состоит в том, что при расчете не нужно строить пространственную расчетную сетку. Тем не менее, линейные приближения не позволяют моделировать существенные особенности течения. Область их применимости ограничивается докритнческими числами Маха (0.6-0.7). Для качественного анализа необходимы методы, основанные на решении уравнений полного потенциала [20,21], Эйлера [22-25] или Навье-Стокса [26-29].

Методы, базирующиеся на уравнении полного потенциала, часто используются при предварительном проектировании летательных аппаратов из-за простоты использования и скорости вычислений. Наиболее зарекомендовавшим себя является метод Карася-Ковалева (ЦАГИ) [20]. Этот метод позволяет с очень хорошей точностью определять аэродинамические характеристики JIA в широком диапазоне чисел Маха и углов атаки. Причем моделируется вязкое течение с вычислением параметров пограничного слоя [21]. Однако, у этого метода есть и существенные ограничения. Фюзеляж моделируется в предположении, что подъемная сила, создаваемая им, много меньше подъемной силы, создаваемой крылом. Это означает, что расчеты можно проводить только для самолетов традиционной схемы. Кроме того, моделирование пилона двигателя в [20,21] невозможно,»что несколько ограничивает область применения методики.

В настоящее время всё большую популярность завоевывают методы, основанные на решении уравнений Навье-Стокса или, точнее, осредненных по времени уравнений Навье-Стокса (уравнения Рейнольдса) [26-29]. Эти уравнения максимально полно моделируют процессы, проходящие при обтекании JIA. В этих методах принципиально возможно моделировать объекты любой сложности.

Расчетные сетки, используемые при расчетах, бывают следующих видов: структурированные, неструктурированные расчетные сетки и расчетные сетки смешенного типа. Как показано в [29], ни один из типов расчетной сетей не имеет явного преимущества. Преимущество неструктурированных расчетных сеток состоит в легкости автоматического построения и адаптации. Но при расчетах с неструктурированной расчетной сеткой возникают дополнительные сложности, связанные с расчетной схемой, аппроксимирующей уравнения.

В современных научных работах в основном используются три модели турбулентности, замыкающие систему уравнений Навье-Стокса: модель Спаларта-Алмараса, q-co модель и k-с модель. Выбрать среди них лучшую сложно, так как точность при расчете с этими схемами разная при разных режимах течения. И заранее сложно сказать какую из схем выбрать для конкретной задачи.

По мнению автора, при решении уравнений Навье-Стокса возникает ряд существенных проблем. Во-первых, результаты расчетов очень сильно зависят от выбранной модели турбулентности [29]. Во-вторых, для расчетов уравнений Навье-Стокса необходимы ЭВМ с гораздо более высокими характеристиками быстродействия и памяти.

Конечно методы, основанные на решении уравнений Эйлера [22-25], в отличие от выше описанных методов, не учитывают вязкие эффекты. Но с их помощью можно моделировать сложные объекты, а компьютерные ресурсы, требуемые для расчета обтекания JIA гораздо меньшие, чем для методов на базе уравнений Навье-Стокса. Кроме того, учесть влияние пограничного слоя на аэродинамические характеристики самолета можно с помощью быстрых инженерных методик.

Из всего выше сказанного можно сделать вывод, что на современном уровне развития науки и вычислительной техники, наилучшим инструментом для исследования аэродинамических характеристик летательных аппаратов в условиях конструкторского бюро являются методы, основанные на решении уравнений Эйлера с дальнейшей корректировкой, учитывающей влияние пограничного слоя.

Сформулируем требования для метода решения уравнений Эйлера:

• второй порядок аппроксимации по всем переменным,

• монотонность,

• малая чувствительность к сетке,

• возможность постановки различных граничных условий,

• простое использование при комбинации с другими численными методами.

Всем этим требованиям удовлетворяет схема Годунова — Колгана — Родионова

23-25]. Эта схема используется при расчетах в программе СПРУТ [30], разработанной группой ученых ЦАГИ. В этом программном комплексе, имеется возможность моделирования двигателя, методом "активного диска". Метод, реализованный в программе СПРУТ проще, чем в [12]. В математическую модель двигателя должна входить лишь внешняя часть двигателя: поверхности гондолы, воздухозаборник и сопла. Внутренние процессы двигателя не моделируются. Граничное условие "активный диск", так же как и "вихревой диск" [12], представляет собой специальный тип граничного условия. На этом граничном условии выполняются законы сохранения и значения некоторых параметров задаются из паспортных данных двигателя. Это позволяет исследовать влияние двигателя на планер самолета и влияние планера на течение около двигателя.

Методики, которые позволяют оценить параметры пограничного слоя, используя в качестве входных данных решение системы уравнений Эйлера, являются очень приближенными. В связи с этим, в данной работе выбран один из самых простых в реализации и, в то же время, прошедший хорошую проверку в эксперименте, метод эффективных длин [31,32], разработанный профессором Е.У. Репиком (ЦАГИ). В основе этого метода лежит тот факт, что расчетная модель самолета представляет собой множество плоских или близких к плоским ячеек. Соответственно для каждой ячейки можно вычислить параметры пограничного слоя, как на пластине. Сшивка решений в различных ячейках производится из условия равности толщины вытеснения пограничного слоя.

Параметры пограничного слоя, вычисленные с помощью метода Репина [31,32], зависят от локальных параметров течения около исследуемого объекта. Эти зависимости, строго говоря, верны только для пластины и распространение их на трехмерные объекты с существенно трехмерным обтеканием является грубой моделью. Кроме того, параметры пограничного слоя вычисляются в каждой последующей ячейки с использованием данных из предыдущей ячейки. Развитие пограничного слоя происходит вдоль сеточных линий, а не вдоль линий тока, 1гго так же является существенным упрощением. Указанные выше недостатки метода Репика говорят о том, что к данным поправкам нужно относиться только как к оценкам, позволяющим качественно определить влияние вязкости на интегральные характеристики JTA.

Особенно важно исследовать интерференцию двигателя и планера самолета для проектирования новых летательных аппаратов. В настоящее время в России сложилась такая ситуация, что о необходимости создания новых образцов гражданской авиационной техники говорят руководители всех организаций, связанных с гражданской авиацией. "По оценкам специалистов гражданской авиации, в ближайшие 5-10 лет, пассажирский поток будет увеличиваться на 4-5 процентов в год. В связи с этим необходимо принимать срочные меры для обновления парка авиалайнеров у российских компаний. Ситуация усугубляется моральным устареванием наших самолетов, большинство из которых сейчас не соответствуют ужесточенным требованиям ИКАО по шуму, экологии, точности навигации", - заявляет президент Международного союза авиапромышленности (на февраль 2004 г.), Татьяна Анодина [33].

Надо отметить, что статьи о необходимости создания концептуально новых летательных аппаратов встречаются и в зарубежной литературе [34]. Это связано с тем, что оптимизация формы самолетов может улучшить характеристики на доли процента, тогда как изменение схемы JTA может привести к положительным изменениям на десятки процентов [35].

В литературе часто встречаются предложения о новых схемах, как концептуально новых [36], так и немного отличающихся от современных гражданских самолетов [37,38]. Перспективными среди летательных аппаратов нетрадиционной схемы на данный момент считаются летательные аппараты интегральной схемы [37,39], в которых подъемную силу создает не только крыло, но и фюзеляж.

В российском конструкторском бюро "АвиаСТЭП" разрабатывается новый самолет интегральной схемы [39] - это 100-местный транспортно-пассажирский самолет с реконфигурируемым салоном. Самолет является низкопланом с двумя ТРДЦ в подкрыльевой компоновке на пилонах. Выбор такой компоновки двигателей обусловлен выше [6]. Преимущества широкого фюзеляжа заключается в большем удобстве для пассажиров, пилотов и обслуживающего персонала. Широкий фюзеляж позволяет поставить 10 кресел в один ряд с тремя проходами, увеличить расстояние между кресел, использовать один тип самолета и для пассажирских, и для грузовых перевозок.

Интерференция между различными частями у такой схемы очень велика, и даже незначительные изменения в геометрии одной из частей может сильно сказаться на характеристиках всего самолета. Исследований в аэродинамических трубах подобных схем очень мало, а проводить исследования интерференции экспериментально затруднительно.

При предварительном проектировании самолета до проведения эксперимента в аэродинамической трубе проводится оптимизация формы JIA с использованием различных численных методик. На начальном этапе форма крыла и фюзеляжа получается из решения обратной задачи [40,41]. Дальнейшее изменение формы связано с поиском консенсуса между высокими аэродинамическими характеристиками и конструктивными особенностями.

Перед проведение*м расчетов интерференции для нового типа JIA необходимо провести сравнение метода с экспериментом. Например, в ЦАГИ существует установка (ТПД), в которой исследуется влияние струи от двигателя на характеристики крыла. В этой АДТ двигатель моделируется следующим образом: к гондоле через державку, которая располагается перед гондолой, подается поток с характеристиками близкими к характеристикам струи за реальными двигателями. Таким образом, на выходе из гондолы струя напоминает струю от двигателя.

Смоделировав процессы, проходящие в аэродинамической трубе, с помощью численных методов, мы можем получить сравнение интегральных характеристик и полученные поправки впоследствии использовать для корректировки расчетных данных. Расчет параметров течения проводится во всей АДТ, поэтому мы сможем наблюдать полную картину течения, что позволит выявить эффекты, неблагоприятно влияющие на результаты эксперимента в трубе.

Подобные работы проходили в ЦАГИ [42]. Группой специалистов из 1-го отделения была построена математическая модель европейской трансзвуковой аэродинамической трубы (ETW). Результаты показали, что течение в аэродинамической трубе можно смоделировать в расчетах. Причем моделировалась работа, как пустой трубы, так и с моделью в рабочей части.

Первая глава диссертации посвящена предварительному анализу и математической формулировке задачи интерференции. Выписаны основные уравнения, описана постановка начальных и граничных условий. Описана предлагаемая методика исследования интерференции двигателя и планера самолета интегральной схемы. Предложена методика адаптации расчетной сетки для уменьшения нефизичных потерь, связанных с "численной вязкостью".

Вторая глава посвящена проверки точности расчетных данных, полученных с помощью предлагаемой методологии. Проводится сравнение с известными методами. Сравнение с экспериментальными данными проводится путем моделирования течения в аэродинамической трубе ТПД с моделью крыла и сопла двигателя, установленными в рабочей части этой трубы. Эти сравнения позволят получить поправки к расчетным интерференционным характеристикам. Кроме того, исследовано течение в трубе при различных числах Маха, и определены негативные факторы, влияющие на результаты эксперимента.

В третьей главе исследуется интерференция крыла и фюзеляжа для самолета интегральной формы. Для исследований был выбран проект 100-местного среднемагистрапьного пассажирского самолета, имеющего нестандартный фюзеляж. Расчетное крейсерское число Маха М= 0,8, крейсерский угол атаки 1°-1,5°. Концепция фюзеляжа данного самолета, в отличие от традиционных компоновок, состоит в том, что он создает существенную подъемную силу. Это достигается, во-первых, использованием широкого фюзеляжа, во-вторых, профилировкой фюзеляжа в продольном направлении. Концепция несущего фюзеляжа достаточно часто привлекает внимание проектировщиков [37,39,43,44]. Широкий салон позволяет разместить много пассажирских кресел в один ряд (повышается комфортность); для грузового варианта появляется возможность перевозки грузов с большим диапазоном габаритов.

В четвертой главе решается задача интерференции различных частей планера и двигателя для этого самолета. Уделено внимание построению математической модели для расчета аэродинамических характеристик компоновки планера и двигателя с пилоном. Вычислены интерференционные коэффициенты и определены зоны взаимовлияния двигателя и планера самолета интегральной схемы. Проведено расчетное исследование влияния положения двигателя на аэродинамические характеристики полной компоновки планера и двигателя с пилоном.

Цели и задачи работы: модификация и адаптация современной нелинейной методологии численного исследования характеристик модели JIA на базе решения полной системы уравнений Эйлера для исследования интерференционных характеристик двигателя и планера самолета интегральной схемы; проведение верификации разработанной методологии с привлечением экспериментальных данных и результатов, полученных с помощью других численных методов; исследование зависимости точности метода от расчетной сетки; изучение явления интерференции двигателя и планера для перспективного гражданского самолета интегральной схемы при помощи разработанной методологии.

Научная новизна работы состоит в следующем:

1. Модифицирована и налажена вычислительная методология, используемая для исследования интерференции силовой установки и планера самолета интегральной схемы. Методология основана на базе решения полной системы уравнений Эйлера в трехмерной постановке с учетом поправок на вязкость, полученных полуэмпирическим методом.

2. Осуществлен практически-важный подход к построению математической модели JIA. Суть подхода состоит в максимально точном задании геометрии непосредственно из среды проектирования, с учетом особенностей геометрии и течения около исследуемого объекта.

3. Получены интерференционные коэффициенты влияния фюзеляжа на крыло, крыла на фюзеляж, а также взаимовлияния двигателя и планера самолета интегральной схемы.

4. Построена математическая модель аэродинамической трубы ТПД (ЦАГИ) и проведено сравнение результатов расчета и эксперимента. Математическая модель включает в себя основные элементы аэродинамической трубы: камера Эйфеля, сопла, формирующие поток, эжектор, модель крыла и сопла двигателя.

На защиту выносятся следующие положения:

• методология проведения расчета обтекания самолета на базе полной системы уравнений Эйлера с учетом поправок на вязкость, модифицированная и налаженная для исследования JIA интегральных схем

• интерференционные зависимости взаимовлияния двигателя ТРДД и планера самолета интегральной схемы

• результаты математического моделирования обтекания элементов модели JIA в аэродинамической трубе ТПД (ЦАГИ)

Практическая ценность работы состоит в использовании разработанных методов и алгоритмов при создании пассажирского самолета интегральной схемы в ООО «Авиа СТЭП».

Результаты работы были доложены на международной конференции, отраслевой и 2-х студенческих конференциях.

Публикации. Результаты диссертации изложены в 3 печатных работах:

1. Лысенков А.В. Разработка метода построения многоблочной адаптивной сетки для расчета сложных двумерных течений на базе полной системы уравнений Эйлера. "Ученые записки ЦАГИ", т.ЗЗ, № 3-4,2002.

2. Лысенков А.В. Использование программы СПРУТ для предварительной оптимизации компоновки крыло-фюзеляж интегральной формы, "Труды ЦАГИ", вып. 2655,2002.

3. Biijuk V.I., Bolsunovsky A.L., Buzoverya N.P., Bogdanov S.I., Dzhamgarov S.G., Kalyguina G.V., Karklin A.M, Lysenkov A.V. The dolphin: anew 100-seat aircraft in lifting-fuselage layout, Proceedings of 1CAS-2002, 1.5.2, Toronto, 2002

Список основных обозначений р— плотность, р - давление,

Т— темпиратура, р0 — полная плотность, р0 — полное давление,

Т0 - полная темпиратура,

V = (и, v, w) — вектор скорости, е — полная энергия единицы объема, к — показатель адиабаты, t — время, а — скорость звука,

R - универсальная газовая постоянная, Rmt - инвариант Римана, М— число Маха, а — угол атаки,

8 — толщина пограничного слоя,

S* - толщина вытеснения пограничного слоя,

S** — толщина потери импульса пограничного слоя, х, у, z — декартовы пространственные координаты,

Сх — коэффициент сопротивления,

Су - коэффициент подъемной силы,

Ср - коэффициент давления,

К- аэродинамическое качество,

Re - число Рейнольдса,

- координаты в индексном пространстве расчетной сетки, J— якобиан преобразования, Р — тяга двигателя,

С АХ— средняя аэродинамическая хорда.

Используемые индексы п — составляющая функции перпендикулярная к поверхности, out, н — наружный, in, вн — внутренний, д — давления, тр — трения, max - максимальный, min - минимальный, cm — статический, фюз — для фюзеляжа, кр - для крыла, дв - для двигателя, изол — изолированный, вх - вход, вых — выход, р. ч. — рабочая часть аэродинамической трубы,

1,2 — первый и второй контуры двигателя соответственно, эф — эффективный,

Выводы

В диссертации решена проблема модификации, адаптации и применения современной методологии численного моделирования обтекания JIA полной компоновки к выявлению особенностей течения при интерференции элементов планера и силовой установки на этапе предварительного проектирования самолета интегральной схемы.

По результатам выполненных исследований следует выделить следующие выводы:

1. Разработана инженерная методология, предназначенная для расчета характеристик планера интегральной схемы с двигателем большой степени двухконтурности в подкрыльевой компоновке на пилоне. Характерными чертами методологии являются: решение полной системы уравнений Эйлера в трехмерной постановке; приближенный учет вязких эффектов; максимально точное геометрическое моделирование исследуемых объектов; учет предварительно полученных экспериментальных данных.

1.1 Проведено тестирование, которое подтверждает правомерность построения расчетной схемы на базе использования решения трехмерной полной» системы уравнений Эйлера с заданными граничными условиями с последующим учетом вязких эффектов по приближенной методологии учета пограничного слоя в диапазоне чисел Маха набегающего потока 0.5-0.8. И углов атаки -2-Н-4.

1.2 Показано, что адаптация расчетной сетки к особенностям геометрии самолета интегральной формы позволяет повысить качество расчета. Отличие расчетных поляр, полученных с учетом адаптации и без таковой, достигает 12%.

1.3 Сопоставление расчетных значений тяги изолированного двигателя, проведенного по предлагаемой методологии, с его паспортными данными показывает, что точность расчета оценивается величинами 10% при числе Маха набегающего потока равном 0.8.

2. С использованием предлагаемой методологии проведено исследование аэродинамических характеристик перспективного пассажирского самолета. Показано, что

2.1 Влияние двигателя существенно определяет аэродинамические характеристики самолета. На крейсерском режиме полета двигатель вызывает смещение скачка уплотнения на верхней поверхности крыла вверх по потоку до 5% САХ. На нижней поверхности увеличивается разряжение, что уменьшает несущие свойства планера.

2.2 Планер оказывает заметное влияние на характеристики двигателя в подкрыльевой компоновке с пилоном. Показано, что основная причина этого влияния заключается в сильном возмущении параметров потока в окрестности двигателя вследствие сильного влияния широкого фюзеляжа интегральной формы. Так, отличие числа Маха перед воздухозаборником при расчетах обтекания фюзеляжей традиционной и интегральной формы превышает AM— 0.03, причем, интегральный фюзеляж приводит к разгону потока.

2.3 Методология позволяет значительно улучшить аэродинамические характеристики отдельных элементов проектируемого самолета. Так путем параметрических расчетов с вариацией геометрии получен фюзеляж, который на 10% (аэродинамическое качество) лучше исходного, первично спроектированного с использованием существующих в настоящее время подходов.

3. Построена математическая модель аэродинамической трубы ТПД, учитывающая основные элементы этой трубы, проведены сравнения результатов расчета с экспериментом.

3.1 Показано, что моделирование аэродинамической трубы с использованием предложенной методологии позволяет с достаточной точностью определить влияние струи от двигателя на крыло. При этом отличия расчетных данных от экспериментальных не более 3% (Су).

3.2 Показано расчетным способом, что нестационарное течение при числах Маха в рабочей части 0.4-0.9 оказывает негативное влияние на экспериментальные данные. Амплитуда колебаний расчетных характеристик составляет 10% от самой величины.

79

1. Самарский А.А., Вабищевич П.Н. Математическое моделирование и вычислительный эксперимент, "Математическое моделирование", 2000 г.

2. Dennis L. Вепу Engine/Aircraft integration aerodynamic design — Boeing 777 & Beyond, NABE 97-7043.

3. Дондуков A.H., Дмитриев В.Г., Рязанов А.Д., Сахин В.Х., Бузоверя Н.П., Кудряшов А.Б., Левицкий В.В. Эскизное проектирование самолетов Як-42М и Як-242. М.: Машиностроение/Машиностроение-Полет, 2000.

4. Дородницин А.А. Влияние фюзеляжа на распределение нагрузок по размаху крыла // Прикл. матем. и механ. 1943. Т. 7. Вып. 4. С. 233-244.

5. ЦАГИ основные этапы научной деятельности 1993-2003, под редакцией доктора Дмитриева В.Г., Москва, ФИЗМАТЛИТ, 2003.

6. Аэродинамика и динамика полета магистральных самолетов, под редакцией академика РАН Бюшгенса Г.С., Издательский отдел ЦАГИ, Авиаиздательство КНР, Москва — Пекин, 1995.

7. TINOCO Е. N., CHEN, A. W. Transonic CFD applications to engine/airframe integration, AIAA-1984-3 81.

8. Глушков H.H., Инешин Ю.Л., Свириденко Ю.Н. Применение методов симметричных особенностей для расчета обтекания дозвуковых летательных аппаратов. "Ученые записки ЦАГИ", т. XIX, № 6, 1988.

9. Оссовский А.Е., Свириденко Ю.Н. О расчете влияния силовой установки на обтекание крыла трансзвуковым потоком, "Ученые записки ЦАГИ", 1989, т. XX, №1.

10. Бабкин В.И., Белоцерковский С.М., Гуляев В.В., Дворак А.В. Струи и несущие поверхности. Моделирование на ЭВМ, Москва, Наука, 1989.

11. Бабкин В.И., Ким А.А. Вихрь вблизи границы раздела сжимаемых потоков, Препринт № 76, Москва, Издательский отдел ЦАГИ, 1993.

12. S. Bosniakov Experience in integrating CFD to the technology of testing models in wind tunnels, Progress in Aerospace Sciences 34 (1998) 391-422.

13. Герасимов C.B., Глушков H.H. Применение панельного метода к расчету обтекания сложной компоновки JIA с гондолами ТВВД, установленными на крыле. Труды ЦАГИ, вып. 2562, 1995.

14. Moran J., Tinoco Е., Jonson F. User's manual — subsonic/supersonic advanced panel pilot code. NASA CR-152047, 1978.

15. Hawk J., Bristow D. Subsonic surface panel method for airframe analysis and wing design, AIAA Paper 83-0341, 1983.

16. Hess J., Friedman D. An improved higher-order panel method for three-dimensional lifting flow. US Naval Air Development Center, Warminster, PA, NADC Rept. 79277-60, 1981.

17. Fornasier L. HISSS a higher-order subsonic/supersonic singularity method for calculating linearized potential flow. AIAA Paper 84-1646, 1984.

18. Игнатьев С.Г., Карась O.B., Смирнов A.B. Расчет полей течения около несущего крыла. "Труды ЦАГИ", вып. 2465, 1990.

19. Kovalev V.E., Karas O.V. Computation of Transonic Flow Around a Wing-plus-Fuselage Configuration Taking Viscous Effects and a Thin Separated Region into Account. La Recherche Aerospatiale (English), № 1,1994.

20. Jameson A., Schmidt W., Turkel E. Numerical solution of the Euler equations by finite volume methods using Runge-Kutta time-stepping scheme. AIAA-81-1259, 1981.

21. Годунов С.К., Забродин А.В., Иванов М.Я., Крайко А.Н., Прокопов Г.П. Численное решение многомерных задач газовой динамики. Москва, "Наука", 1976.

22. Колган В.П. Применение принципа минимальных значений производной к построению конечно-разностной схемы для расчета разрывных решений газовой динамики. "Ученые записки ЦАГИ", т.З, №6, 1972.

23. Родионов А.В. Монотонная схема 2-го порядка аппроксимации для сквозного расчета неравновесных течений. "ЖВМ и МФ", т.27,№4, 1987.

24. Adam P. Thermal and chemical non-equilibrium Navier-Stokes solver, TINA. Technical Report ESA-ESTEC EWP-1724, YPA, August, 1993.

25. Anderson D., Tannehil J., Pletcher R. Computational fluid mechanics and heat transfer, book. Washington, DC: Hemispere, 1984.

26. David W. Levy Data Summary and Comparison, AIAA CFD Drag Prediction Workshop, 2001.

27. Bosniakov S., Fonov S., Jitenev V., Shenkin A., Vlasenko V. and Yatskevich N. Method for Noise Suppressing Nozzle Calculation and First Result of Its Implementation, Journal of Propulsion and Power, v. 14, №1, January — February, 1998.

28. Репик Е.У. Приближенный расчет турбулентного пограничного слоя в сжимаемой жидкости при наличии градиента давления. Технические отчеты ЦАГИ, вып. 167,1960.

29. Репик Е.У. Исследование турбулентного пограничного слоя. "Труды ЦАГИ", вып. 972, 1965.

30. Интервью на сайте: www.avia.ru

31. Н. Von Bose, European Commission, BE, Aerospace in 2020 : European vision,1.AS 2002-0.2.

32. Schmitt, D.! and Strohmayer, A., Aeronautical Engineering, Technische Universitat Munchen, Does the air transport market need "unconventional aircraft configurations"?, ICAS 2002-1.5.1.

33. Tjoetjoek Eko Pambagjo , Kazuhiro Nakahashi, Kisa Matsushima, Department of Aeronautics and Space Engineering, Tohoku University, Japan, Flying wing concept for medium size airplane, ICAS 2002-1.5.3.

34. Aircraft, European Patent Application, №87202043.3, Date: 23.10.87, Int. CI. B64C 1/00, B64C 3/00, B64C 5/00, B64C 25/50.

35. D.P. Mooney, Boeing Commercial, US, Development and application of technology for the sonic cruiser, ICAS 2002-0.4.

36. Biijuk V.I., Bogdanov S.I., Bolsunovsky A.L., Buzoveiya N.P., Dzhamgarov S.G., Kalyguina G.V., Karklin A.M, Lysenkov A.V. The Dolphin: A New 100-Seat Aircraft In Lifting-Fuselage Layout, Proceedings of ICAS-2002, 1.5.2, Toronto, 2002

37. Болсуновский А.Л., Бузоверя Н.П., Карась O.B., Ковалев В.Е. Развитие методов аэродинамического проектирования крейсерской компоновки дозвуковых самолетов, Труды ЦАГИ, вып.2655.

38. Болсуновский A.JL, Бузоверя Н.П., Чернышёв И.Л. Гибридный генетический алгоритм оптимизации для задач аэродинамического проектирования, "Труды ЦАГИ", вып. 2655,2002г.

39. Грант МНТЦ № 1978, руководитель проекта Босняков С.М. Создание комплексной методики испытаний высокоэкономичных экологически-перспективных гражданских самолетов в трансзвуковых аэродинамических трубах со щелевой перфорацией

40. Jane's All the World's Aircraft, 2000-2001.

41. Иллюстрированная энциклопедия самолетов Мясищева, Авикапресс, 1999.

42. Deconinck Н., Barth TJ (editors) Special course on unstructured grid methods for advection dominated flows. AGARD Rep. 787, AGARD, Paris, 1992

43. Репик Е.У., Соседко Ю.М. Безразмерные характеристики сжимаемоготурбулентного пограничного слоя. Труды ЦАГИ, вып. 831, 1961.

44. Крейс Р. И., Теймз Ф. К., Хасан X. А., "Построение адаптирующихся сеток с помощью вариационного метода Брэкбилла-Зальцмена", "Аэрокосмическая техника", №1, январь, 1987.

45. Федорюк М.В., "Обыкновенные дифференциальные уравнения", Москва, "Наука", 1980.

46. Белоцерковский С.М. "Тонкая несущая поверхность в дозвуковом потоке газа", Москва, Наука, 1965.

47. Диссертация, Филинов В.А. "Исследование распределения нагрузки и суммарных аэродинамических характеристик упругого самолета", Москва, 1977.

48. Краснов Н.Ф. Аэродинамика, т.2, Москва, "Высшая школа", 1976.

49. Лысенков А.В. Разработка метода построения многоблочной адаптивной сетки для расчета сложных двумерных течений на базе полной системы уравнений Эйлера. "Ученые записки ЦАГИ", т.ЗЗ, № 3-4, 2002

50. Голубев В.А. "Двухконтурные авиационные двигатели", Изд. МАИ, 1993.1. Рисунки1. Граничное условие:

51. Рис. 1. Пример постановки граничных условий для модели двигателя

52. Рис. 2. Ячейки возле граничного условия активный диск.

53. Рис. 3 Пространственная расчетная сетка для математической моделиизолированного крыла.1. Рис. 4 Расчетные сетки.а) МПП;б) СПРУТ1. Mt

54. Рис. 5 Расчет эффективных длин клина.

55. М -0.8; a=-2-f 3 —■« * Планер с моделью двигателя, невязкий расчет

56. Планер с моделью двигателя, с оценкойвлияния пограничного слоя; Re =6*IOf> l/м

57. Рис. 6 Влияние оценки пограничного слоя на интегральные характеристикисамолета.D

58. Рис. 7 Ячейка расчетной сетки и системы координат.