автореферат диссертации по кораблестроению, 05.08.01, диссертация на тему:Исследование нестационарных гидродинамических характеристик крыла конечного размаха при взаимодействии с неоднородным потоком

центральный научно - исследовательски институт имени академика а. н. Крылова

РГ6 од

1 з тон 1995

На правах рукописи Старцев Сергей Борисович

УДК 532. 542

ИССЛЕДОВАНИЕ НЕСТАЦИОНАРНЫХ ГИДРОАЭРОДЮШ1НЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК КРНЛА КОНЕЧНОГО РАЗНАХА ПРИ ВЗАИНОДЕЙСТВИИ С НЕОДНОРОДНЫЙ ПОТОКОН

специальность 05.08. 01. - Теория корабля

кандидата технических наук

Санкт - Петербург 1995

Работа выполнена в ЦНИИ имени академика А. Н. Крылова

Научный руководитель - доктор технических наук, .

, 1

профессор Л. И. КОРОТКИ!! '

Официальные оппонента : доктор технических наук,

профессор в. К. Трсиков,

кандидат техншеских наук, старший научный сотрудник л. И. ВишнеЕскин

Ведущая организация : СЕНБН "Малахит"

Зашита диссертации состоится "30." ¡995 г.

в 40 часов на заседании специализированного совета ШШИ имени академика А. Н. Крылова по адресу: 196158, Санкт-Петербург, Московское иоссе, 41.

С диссертацией можно ознакомиться в библиотеке ЦНИИ имени академика А. Н. Крылова

Автореферат разослан '^2" 1995 г.

Ученый секретарь специализированного совета кандидат техническ:::: наук, старший научный сотрудник

ОБЩ ХАРАКТЕРИСТИКА РАБОТЫ Актуальность теки.

Воздействие турбулентности и неоднородности по средним скоростям и местным углам атаки" набегавшего потока на гидродинамические характеристики (ГДХ) крыльез конечного удлинения представляют значительный интерес для прикладных задач корабельной гидромеханики, поскольку велый ряд' конструкций (рули, стабилизирующие элемента), работают, как правило, в услоеиях частичного или полного погружения в пограничный ело;'! корпуса. Пульсирующие силн и момента. вызываемые на крыле турбулентность», интересны как с точки зрения прочности (переменные нагрузки, вызываю®:? вибрацию), так и с точки зрения шумоизлучения.

Нестационарное взаимодействие крыла с набегагоим потоком характеризуется многообразием возможных вариантов, обусловленных как состоянием самого потока, так и перемещениями поверхности крыла. Обширные исследования нестационарных ГДХ крыльев конечного размаха были проведены под руководством С. И. Белоцерковского. В опубликованных работах НАГИ приведены ГДХ крыльев различных форм в плаке ьч; воздействии прямого и косого гармонических порывов с однородной синусоидальной турбулентностью во всей области расположения крыла.

в настоящей работе несташтокарность набегающего на крыло потока рассматривается при произвольной законе распределения средних и пульсаиионных составлявших скоростей потока по площади крыла, что имеют несто при полном или частичном погружении крыла в турбулентный пограничный слой корпуса. При этом решается полная нестационарная задача с учетом влияния вихревого следа в условиях неоднородного потока.

Рули и стабилизирующие элементы судов, как прэекло. работают при погружении в пограничный слой корпуса, поэтому решение перечисленных проблем является важной задачей в практическом отношении. Работа выполнялась б рамках тематики ВНИИ им.. акад. А. Н. Крылова, .что подтверждает актуальность выполненных исследований. Цели работы:

- разработка на базе вихревой модели схемы расчета крыла конечно-

го размаха при натекании неоднородного стационарного гидродинамического цотока с произвольной Формой эпюр распределения местных скоростей и местных углов атаки;

- создание приближенного расчетного нетода определения сил и моментов, возникающих на крыле конечного разнаха произвольной Формы в плане, находящейся в нестационарной потоке с произвольным градиентон средних скоростей при отсутствии ограничений на разнерц пульсаций скорости и их временной частота;

- изучение нестационарного движения крыла, колеблющегося с конечными амплитудами; анализ влияния удлинения крыла и параметров движения (числа Струхаля. относительной скорости и амплитуды колебаний) на динамику возникающих на крыле усилий;

- исследование влияния вихревого следа за крылом конечного разнаха на его ГДХ при нестационарной взаимодействии с внешним пото-кон;

- применение разработанной методики расчета перененных сил на кгыле к определен™ спектров пульсирующих сил и моментов на крыле конечного размаха, находящегося в потоке с известными характеристиками гармонического порыва.

Для выполнения поставленных задач было необходимо:

1. Разработать расчетную схему нестационарного взаимодействия крыла конечного размаха с неоднородным гидроаэродинамическим потоком,

2. Исследовать влияние пульсаций скорости на ГДХ крыла для широкого диапазона частотных характеристик потока,

3. Провести расчетные исследования влияния колебаний поверхности крыла на его гидродинамические характеристики,

4. Выполнить экспериментальные исследования, подтверждающее правильность разработанных теоретических моделей, описывающих взаимодействие крыла с нестационарным набегающим потокон.

Методика исследования.

Решение поставленных -¡адач выполнено на основе проведенных

численных и экспериментальных исследований.

Научная новизна диссертации.

1. Исследовано влияние конечности размаха крыла на его ГДХ при

прямолинейном движении в гарноническон порыве. Получены обобщенные функции Сирса. учитывающие конечность удлинения крыла.

2. Разработана расчетная схена определения ГДХ крыла конечного размаха произвольной формы в плане при круговой траектории перемещения в нестационарном потоке.

3. Откорректирована методика расчета спектров пульсаций ГДХ крыльев при заданных пульсациях нагрузки с учетом конечности удлинения крыла.

Практическая ценность работы.

Результаты диссертации ногут быть использованы при расчете стационарных и переменнйх сил. вызываемых неоднородным в пространстве и перененнын во вренени потокон жидкости, а также колебаниями и вибрапияни крыла. Разработанные програнны для ПЭВН позволяют прогнозировать осредненные и перененные во вренени гидродинамические характеристики крыльев при безотрывном режине их обтекания по заданным экспериментальным данный поля скоростей набегающего потока жидкости.

Внедрение результатов работы.

Разработанные в диссертационной работе алгоритмы расчета нестационарных ГДХ крыльев конечного размаха использованы при выполнении работ по научно-исследовательским тенан ЦНИИ им. акад. А. Н. Крылова (А - VII - 203, А - VIII - 336).

Апробация работы.

Результаты диссертационной работы докладывались и обсуждались на Международной конференции по судостроению (ISC) в ЦНИИ им. акад. А. Н. Крылова (октябрь 1994 г.).

Работа рассмотрена и рекомендована к защите на заседании научно-технической секции Н 2 ИНИИ ин. акад. А. Н. Крылова.

Структура и объех работы.

Диссертационная работа состоит из введения, четырех глав, заключения и приложения. Основное содержание работы изложено на 172 страницах машинописного текста. Список цитированной литерату-

ры включает 62 наименования. Приложение состоит из трех частей : 1) Приложение 1 содержит 99 рисунков и графиков; 2) Приложение 2 - 12 таблиц; 3) Приложение з (второй тон) - описание и тексты разработанных прогрэни для использования на ПЭВМ.

СОДЕРЖАНИЕ РАБОТЫ

Во введении приведено обоснование актуальности выбранной темы исследований, представлен обзор работ, посвященных изучению проблем нестационарной гидроаэродинамики крыла. На основе анализа нерешенных проблем в данной области сформулированы цели работы и дано краткое описание методики их решения.

В первой главе рассмотрена вихревая модель крыла конечного размаха произвольной Формы в плане при стационарном безотрывной обтекании потокон жидкости или газа при различных вилах траектории перемещения крыла.

Первые исследования нестационарных режинов движения крыла были вызваны необходимостью изучения динаники самолетов и кораблей. а также проблемами Флаттера (работы А. И. Некрасова, н. Е. Кочина. Л. И. Седова, В. Н. Фолкнера, В. В. Голубева. В. Нанглера. К. К. федяевского, В. Боллея, В. Бирнбаума. X. Г. Кюсснера, В. Р. Сирса, Т. Кармана. Т. Теодорсена. Н. Н. Поляхова. А. И. Пастухова. С. Н. Белоцерковского, Б. К. Скрипача, В. II. Трещевского, Е. Б. Шина, Д. Н. Горелова, Е. П. Гроссмана).

Вторая волна повышенного интереса к нестационарной гидродинамике крыла была вызвана появлением судов на подводных крыльях и экраноплаиов. которые должны эксплуатироваться в условиях реального норского волнения (работы К. В. Рождественского, В. К. Треа-кова, н. Б. Плисова. М. А. Басина, в. П. Шадрина. Н. Н. Аввакумо-ва). В последнее время выявилась практическая необходимость изучения перененных сил на крыле, частично или полностью погруженным

в турбулентный пограничный слой, а также на крыле с вибрирующей. поверхностью. Особенностью этой задачи по сравнению с первыми двумя направлениями является необходимость изучения воздействия на крыло малых (по сравнению с хордой, крыла) возмущений* В предлагаемой работе использован для расчета ГДХ крыльев метод дискретных вихрей и модель идеальной жидкости, что, конечно, является схематизацией действительной картины течения., определенным оправданием в этой част:; могут служить результаты исследований, проведенных С. Н. Белоиерковским и А. С. Гиневским. применивших метод дискретных вихрей- гля анализа внутренних структур турбулентных струй н следов и получивших материалы,- хорошо согласующее* с опытными данными.

Для разработок вихревых моделей крыльев взята за основу схема С. М. ЕелоперкоБского. Данный выбор основан на присущей этой схеме логике описания процесса вихреобразования. близкой к, природным язлениян и на хорошей ее согласованности с экспериментальными данными, подтвержденной многочисленной серией расч-тну:-; результатов.

На первом этапе работы был разработан вычислительный' алгоритм на базе,зихревой нодели крыла конечного размаха при дискрет- . нон многопанельном разбиении несущей поверхности. Получены основные расчетные зависимости для- определения величин циркуляция присоединенных и свободных П-образных вихрей для крыльев произвольной Формы в плане, основанные на'выполнении условия непротекания, на поверхности крыла и постулата Чаплыгина-хуковского.

Расчетные исследования влияния панельной структуры крыла на величины значений его ГДХ определили выводы и рекомендации по выбору схемы дискретного разбиения поверхности крыла в направлениях хорды и разнаха. Основные из них следующие: 1) Увеличение численного разбиения поверхности крыла на панели приводит к экспоненциальному выходу результатов расчета ГДХ на определенное асимптотическое решение. Разбиение поверхности крыла на 60 ? юо панелей обеспечивает достаточную

сходимость результатов с общеизвестными данныни (расхождение не более 10 • 12 '/.).

2) Расчет коэффициента подъемной силы прямоугольного крыла (Сг) при стационарном режине взаимодействия с набегакжум потокон возможно производить без разбиения по направлению хорды. При нестационарной набегающей потоке, при сложной Форме крыла в плане, а также при расчете распределенной нагрузки разбиька на панели вдоль корды необходима.

Анализ результатов сравнения расчета РДХ крыльев различных Форм в плане и удлинений по разработанной программе с данными атласа С. М. Белодерковского показал удовлетворительную согласованность (расхождение не превышает б '/■).

Разработана схема расчета ГДХ крыла конечного размаха при движении по круговой траектории с произвольным постоянным значением радиуса кривизны. Дугообразный вихрь модели рассмотрен в Форне лонаной лгагои. состоящей из большого числа налых прямолинейных отрезков вихрей. Выведена Формула для расчета коэффициента, определяющего величину вызванной скорости дугообразным Еихрен в произвольной точке на поверхности крыла.

Достоинство разработанной модели по сравнению с известными теоретическими ноделяни К. Визельсбергера, В. Ф. Дюрэнда и В. Н. Трещевского определяется отсутствием ограничений на величину радиуса кривизны траектории движения крыла, на количество панелей схемы разбиения поверхности крыла и возможностью расчета ГДХ крыльев с произвольной Форной в плане.

На рис. 1 приведены примеры расчета гидродинамических характеристик крыльев конечного удлинения с различными, наиболее часто применяемыми в технике Форнами в плане при различных значениях радиуса круговой траектории перемещения.

Во второй главе приведены результаты разработки расчетной схемы по определению ГДХ крыла конечного размаха произвольной Формы в плане при движении в стационарнон неоднородном гидро-

аэродинамическом потоке с любой степенью искажения.

Разработан вычислительный алгоритн. позволяющий рассчитать величины подъемной силы и нонентов на крыле при натекании потока с произвольной структурой искажения, определяемой эпюрани нестних углов атаки и местных скоростей набегающего потока,

достоверность разработанной нодели проверена результатами испытаний, проведенных в Большой аэротрубе. Суть экспериментов . заключалась в изкерении ГДХ модели крыла, помещенной в неоднородный аэродинамический поток. Моделирование искажений воздушного течения производилось установкой в рабочей зоне трубы поперек потока металлических сеток с различными геометрическими разнерани. В процессе продувок варьировалось расположение сеток п^ отноше-г:» к нодели крыла, зпюры нестных характеристик потока измерялись при помощи шарового зонда, устанавливаемого в точках координатного поля в районе носика нодели крыла.

В соответствии с матенатическин описанием вихревой нодели крыла была разработана программа для расчета ГДХ крыльев при лви-хении в неоднородном потоке на ПЭЕН.

В исходные данные программы заносились натршш экспериментальных характеристик потока и рассчитывались ГДХ крыльев. Данные . расчетов ГДХ крыла по разработанной модели инеют хорошее согласо-ванне с результатами проведенных экспериментов (в пределах вНО /. погрешности) (рис.. 2).

В качестве принера вознохиости применения програмны приведены результаты расчета падения эффективности крыла при его переходе из свободного однородного потока в искаженный поток, определяемый пограничнын слоен с характерной двунерной Формой профиля продольной скорости (рис. 3).

Исследованы ГДХ прямоугольного крыла при натекании неоднородного гидродинамического потока, искажение которого определялось наличием относительно узкой неоднородности по углу атаки (= О) по всену разнеру хорды и по всей величине размаха

(рис. 4).

Установлено, что наибольшее влияние на ГДХ крыла имеет локальная неоднородная область набегающего потока при расположении в районе задней кромки крыла. Данное влияние в г е з раза пгеьы-шает подобное' при расположении равнозначной области искажения потока у носика крыла. При расположении относительно узкой гоны неоднородности потока по хорде крыла ее перемещение по направлен;!:., размаха несущественно влияет на изменение величины подъемной силы (в пределах 5 4 6'/ в зависимости от геометрии крыла и размеров области искажения потока). Наибольшее влияние зона неднородкоста потока имеет при расположении в районе середины размаха крыла, наименьшее - у бокоьои кромки. с увеличением удлинения крыла ( Л ) влияние искаженной области потока на подъемную силу имеет более выраженный характер.

В третьей главе приведены результаты исследования нестационарных ГДУ, крыльев конечного размаха при взаимодействии с гармоническим порывом.

Разработаны алгоритмы расчета нестационарных характеристик крыла произвольной Формы в плане, обусловленных:

а) нестационарным периодическим возмущением кабегаюпего потока,

б) периодическими перемещениями поверхности крыла.

система уравнений, позволяющая определить неизвестные интенсивности вихрей, заменяющих поверхность крыла, имеет вид:

ее

Гг, - + • • • + Г^» - 4*^5Ш(и1

(г, ■ Рп1 + '. • • '+ р..-- - ^ ешь

»

где: Г - безразмерная циркуляция 1-го вихря;

Е^ - безразмерный коэффициент, определяющий геометрическое расположение .1-го вихря по отношению к 1-ой

контрольной точке; v. - амплитуда изменения .вертикально;'', скорости каб?гаг.;ег:>

потока в 1-сй контрольной точке; V.. - средняя продольная скорость кабегакхего потока; и - круговая частота изменения вертикальной скорости потока; I - текус?? время;

д- - временной базовый сдвиг изменения вертикально;! скорости з 1-ой контрольной точке по отное?нк» к значению скорости ча передней кромке крыла; г" - безразмерный коэффициент. определяющий геометрическое расположение л-го свободного вихря пелены по отнесению к 1-ой контрольной точке.

При расчет? нестационарных нагрузок на крыле с использованием известных Функшш Сирса и Теодорсена не учитывается влияние геометрических размеров крыла на значения указанных Функций. для опенки влияния величины размаха крыла на пульсации поденной силы в первом приближении по Еихревой модели тонкой прямоугольной пластины с одним П-образным вихрем была выведена зависимость Функции влияния вихревого следа . (£с) на подъемную силу крыла с учетом величины его удлинения:

г _ Су«» т_

'е "

с^-^лО«*)

где: С (5Ы - коэффициент нестационарной подъемной силы крыла.

С, - коэффициент подъемной силы крыла при ЭЬ = о.

Тс*

Формула для определения Функции ^ выведена на основании выполнения условия равенства нулю суммы скоростей от присоединенного вихря, от пелены свободных вихрей за пластиной и вертикальной составляющей скорости набегающего потока при периодическом законе ее изменения во времени.

Б дальнейшей исследование нестационарных ш крыльев проводилось с использованием разработанной многопанельной вихревой модели крыла конечного размаха произвольной Формы в плане с проведением расчетов на ПЭВМ.

нестационарность набегающего потока рассматривалась применительно к пульсациям скорости, характерным для пограничного слоя корпуса судна. Получена приближенная полузмпиричесхая Форма представления безразмерных пульсаций вертикальной скорости потока в пограничном слое:

- >/^®5!п(5Ь ♦ . + „п.

где: (й'О.- среднеквадратичные пульсации продольной скорости;

Ко, К(1 - коэффициенты, определяющие отношения между среднеквадратичными значениями пульсаций продольной скорости набегающего потока и соответственно вертикальной и поперечной составляющими пульсационных скоростей;

511 - число Струхаля;

Л - удлинение крыла;

х , 2 - координаты контрольной точки;

1 - размах крыла;

- средняя хорда крыла.

Предложенная Форма математического выражения пульсаций в пограничном слое позволяет аппроксимировать конкретные виды не-стаиионарности набегающего потока, взятые из эксперимента.

При таком моделировании пульсаций скорости потока получена Функция Сирса в обобщенном виде (учитывающая влияние удлинения крыла и временное распределение эпюры местных углов атаки на его поверхности). На рис. 5 построена серия зависимостей С* (БЫ для прямоугольных крыльев с различными удлинениями без учета влияния

-

вихревогл следа. Кривые полных характеристик С^(ЗЫ (с учетом воздействия Бихревой пелены за крылом) приведены на рис. р.

Для определения достоверности разработанной расчетной схемы в Большой и Налой аэродинамических трубах института были проведены испытания по аналогичным схемам к программам (рис. 7). Суть экспериментов заключалась в измерении мгновенных значении сил и моментов на моделях крыльев при обтекании искусственно возбужденным потоком с доминирующей по интенсивности дискретов ка определенной частоте. Возбуждение потока создавалось с покс-цью специальных генераторов. Рабочий элемент генератора - относительно тонкая вращавшаяся пластина, установленная поперек потока на определенном расстоянии и высоте перед моделью крыла. Мощность привода генератора позволяла создавать устойчивые пульсации скорости набегающего потока в диапазоне от ! до 50 Гц при средней скорости потока в канале трубы до 50 м/с.

В процессе продувок производилась запись мгновенных значений продольной и вертикальной скоростей потока и мгновенных значений углов атаки.

Измерения характеристик потока проводились с использованием терноанемометрической аппаратуры при дискретной перестановке ДЕУХкомпонентного х-образного датчика в различные точки контрольной плоскости, расположенной в районе предполагаемого центра давления на модели крыла при продувках.

По специально разработанной программе на ПЭВМ была проведена статистическая обработка результатов. Получены средние и среднеквадратичные величины составляющих компонент скорости потека местны- углов атаки в контрольных точках в зависимо"?» от ?-л;:чи-ны основной частоты возбуждения потека.

Косели крыльев устанавливались в рабочих участках тру; при поксци аэрогинамкческих ножек. Связь нему несгс^мп рогами -леи и верхним;: участками ноу.ей с-?У2?::тз«ялась тенге*:.-.:-и ■:

наклонными изн^рительн-ли д^т-чикам;:.

На рис. 8■ - приведен пример Фрагмента записи мгновенных значений подъемной силы ка одной из моделей при определенны:-: исходных значениях скорости набегающего потока и частоты его возбуждения. Для всех моделей крыльез при различных частотах сращения пластины-генератора отслеживалось достаточно четкое соответствие периодичности изменения усилий ка крыле и частоты возбуждения потока.

Проведен анализ сравнения нестационарных ГДХ моделей крыльез, полученных при проведении экспериментальных исследований и ё результате расчетов по разработанной программе на ПЭВМ. Ка ряс. 5 построены зависимости c^'tSh) для одной из моделей крыла,

У всех экспериментальных кривых c'"'iSh) в той или иной степени просматривается периодичность изменения Функции по числу Струхаля. Объяснением данному факту кс-хе-т служить наличие колебаний крыла с собственной частотой и кратным ей частотами. Б расчетной модели крыла ;то влияние никак не учитывается.

На основании результатов исследовании показано, что величина удлинения крылз существенно влияет кэ значения усилий и моментов при нестационарных режимах взаимодействия с потоком. Использование для расчетов крыльев с реальными конечными удлинениям;! функции Сирса.' полученной для крыла бесконечного удлинения, может приводить к занижению результатов до 100 f 150 t ¡при определенных числах Струхаля).

В следующем разделе работы приводится расчетная схема обтекания крыла конечного удлинения с вибрирующей поверхностью, со-верзакпего произвольные периодические колебания в незозмущенном набегающем потоке жидкости.

При-перемещениях крыла в процессе обтекания потоком величины местных углов атаки на его поверхности имеют две составляющие:

1) с^.г - статический угол (определяемый положением вектора набе-

гающего потока по отношению к поверхности крыла).

2) - динамический угол (определяемый значением вертикальной

скорости в контрольной точке на поверхности крыла). Обе составляющие (о(<т и ) являются функциями времени, в различных диапазонах значений числа Струхаля (зю о(„ и </д могут оказывать различное влияние на гидродинамические нагрузки, при определенных условиях колебаний поверхности крыла влиянием статического или динамического угла атаки можно пренебречь.

Разработанный алгоритм вычислений позволяет рассчитать гдх при следующих режимах колебаний несущей поверхности в зависимости от числа Струхаля:

- при вертикальных поступательных колебаниях "жесткого" крыла с различными величинами,амплитуды,

- при вращательных колебаниях "жесткого" крыла относительно'оси вращения, произвольно расположенной в плоскости крыла,.

- при различных колебаниях гибкой поверхности крыла

(по закону бегущей, стоячей двумерной.и трехмерной еолны). На рис. Ю (а. б. в, г) приведены примеры расчетов ГДХ колеблющихся "жестких" и гибких крыльез с различными удлинениями. при конкретных исходных данных.

В диссертации исследовано влияние на ГДХ диффузии свободных вихрей, составляющих пелену за крылом. Определено, что .при числах Струхаля БЬ > .5 вязкостное затухание вихрей оказывает относительно слабое влияние на подьемную силу крыла (не более. 3 н ■!) и может не учитываться при расчетах его гдх.

В четвертой главе приведено описание методики расчетного определения спектров пульсаций сил и моментов для крыльев конечного размаха произвольной Формы в плане при движении в нестационарном потоке жидкости.

. По разработанной вычислительной схеме определения ГДХ крыла при различных нестационарных режимах взаимодействия с периодическим порывом (глава 3) можно производить приближенный расчет спектров пульсаций подъемной силы и моментов на крыле. Определяю-

щей исходной информацией для расчета пульсациокнах гидродинамических нагрузок на крыле является спектр пульсаций продольной скорости набегающего потока в месте расположения крыла.

На рис. 11 приведены примеры графического распределения среднеквадратичных пульсаций коэффициентов подъемной силы сГс^) и моментов (41? ) по частотам (Л, полученные в результате расчетов для прямоугольного крыла (Ь = 0.16, ъ - 0.04-, X = 4.0).

т

При этом исходными характеристиками набегающего турбулентного потока являлись: и.: 40 м/с, у/б = 0.55, и/и. = 0.69, .= 0.054, где б - толщина пограничного слоя.

Усовершенствование методики расчета нестационарных характеристик крыла с учетом влияния величины его удлинения и условий воздействия пограничного слоя позволило откорректировать способ расчета спектров переменных ГДХ.

По результатам экспериментальных исследований выявлено, что зависимость продольного. масштаба турбулентности в пограничном слое (Ц) от его толщины (б) приближенно определяется выражением:

= 0.22-6

При таком допущении существенно упрощается механизм пересчета спектров пульсаций скорости в пограничном слое с условий модельного эксперимента на натурные условия. Например, при использовании экспериментальной зависимости, полученной Липманом для одномерного спектра в пространстве волновых чисел:

Е,(к,) г-^си'^.Г 1 + с^к,)'];'

где: К, - волновое число (К, = ),

и - местная средняя скорость потока, • - продольный масштаб турбулентности потока,

Формула пересчета характеристик потока с модели ка натуру принимает вид:

На рис. 12 приведен пример расчета ГДХ крыла натурных размеров по результатам модельного эксперимента с использованием полученного соотношения.

В заключении перечислены основные результаты диссертационной работы.

В приложениях 1 и 2 приведет рисунки, поясняющие методики проведения исследований, таблицы и графики, отражающие результата экспериментов и расчетов по разработанным нетодикан.

В приложении 3 содержатся тексты и инструкции по применению трех програнн:

1. "и1КС" - "Расчет нестационарных гидроаэрошшанических характеристик крыла конечного размаха.при пгянолинейнон и криволинейнон движении в потоке жидкости", £. "БТРЕАИ" - "Расчет стационарных ГДХ крыла конечного размаха

при движении в неоднородном потоке жидкости". 3. "БРЕСТ!!" - "Расчет спектральных пульсаииошшх характеристик нагрузки крыла конечного разнаха при взаимодействии с гармоническим порывон".

ОСНОВНЫЕ РЕЗУЛЬТАТЫ РАБОТЫ

1. Разработан на основе вихревой нодели крыла конечного разнаха произвольной Формы в плане алгоритм для приближенного определения его гидроаэродинамических характеристик при прямолинейной и круговой траекториях перемещения в неоднородной потоке с произвольным задапиен полей местных скоростей и нестных углов атаки.

2. Разработана для крыла конечного разнаха приближенная схема расчета нестационарных гидроаэродинамических характеристик в случаях натекания на крыло потока с пульсацияни скорости по трен направлениям.

3. Разработан нетод расчетного определения нестационарных гидродинамических характеристик крыла конечного размаха, обусловленных периодическими вибрациями несущей поверхности.

4. Усовершенствован метод расчета спектров пульсаций подъемной силы и моментов для крыла конечного размаха, движущегося в условиях гармонического порыва. Откорректирован способ пересчета экспериментальных нодельных данных на натурные объекта.

5. Практическая пригодность разработанных расчетных методов и программ подтверждена результатами опытов, что является основанием для рекомендации по их применению при решении прикладных задач и в дальнейших исследованиях.

6. Результаты диссертационной работы впервые позволили производить расчета переменных нагрузок, возникающих на стабилизаторах и рулях, работающих в пограничном слое корпуса, где интенсивность пульсаций скорости меняется в пространстве. Знание указанных пегененных нагрузок важно не только с точки зрения оценок прочностных и усталостных характеристик конструкций, но представляет также значительный интерес при расчетах их вибрации.

7. В диссертационной работе получены:

- нетодики расчета нестационарных ГДХ крыльев конечного размаха, находящихся в неоднородном пульсирующей потоке?

нетолика расчета гдх вибрирующих крыльев;

- экспериментальные натериалы о влиянии нестационарного и неравномерного потока на ГДХ крыльев;

- программы вычисления на ПЭВМ ГДХ крыльев при нестационарных режимах обтекания.

Основное содержание диссертации изложено в следующих

работах:

1. Короткин А. И., Старцев С. Б.. Вида нова в. И. Приближенный расчетный нетод определения перененных сил и моментов на крыле конечного размаха в турбулентном потоке жидкости - Научно-

-техн. отчет ШИН га. акад. А. н. Крылова. выпуск 33755. 1991.

г. Хсротс:'.:! А. й.. Старцев С. Б. Приближенный теоретический нетод расчета перокенккх сил на кгальевкх элементах- (стабилизаторы. гул;;, .попасти гребкчх винтов). погруженных в турбулентный пограничный слой корпуса - научно-текн. отчет ШШй га. акад. л, и. Кгалоза, екпуск 35í1q, 1993.

3. Тгещесский В. И., Старлев С, К. Экспериментальное определение вявши цульсапкй турбулентного аэродинамического потока на по/аекну» силу крыла - гШучнэ-техн. отчет пнии им. акад. л. и, Крылова, выпуск 35507, 1993.

'1. Короткий А. И., Корозоп-Ростопсгай Г. П.. Старцев С. Б.

Оксг.ердаектальное исследовании у.орактеристих турбулентного потока в Большой аэротрубе института за генератором периодических возмущений - нзучно-техн. отчет ШП1И им. акад. А. Н. Крылова, выпуск ЗбЗбб, 1991.

5, Старцев С. Б. Методика приближенного теоретического метода расчета переменных сил, возникающих на стабилизаторах, рулях и глгих крыльевых элементах, работавших п турбулентном пограничная слое судна - Научко-техп. отчет ПИШИ нн. акал.

А. Н. Крылова, выпуск 36*14. 1991.

6. Старцев С. Б., короткш! А. К.. Трещевский В. И. "Determination of nonstatlonary hrdrodynamic characteristics of the finite aspect ratio foil Interacting vlth nonuniform turbulent flow" - доклад на неждународной конференции по судостроению (ISC) в ЦНИИ им. акад. А. Н. Крылова, октябрь 1994 г. ), Proceedings International ShipMuldine Conference (ISC) Sec. В.. St. Petersburg, 1994, Russia, pp. 141 i 140.

— о, »2 = 1

— 2. ^ * 1

— X 6. = 1

— Мс^<„= 4, ^ = 2

р

ЛГ

да з.а га -ш

— ^

0СТ =■ ~ - диаметр условной ступицы г

гн

6,4

4,2

С>„

Рис. 1 Зависимость Ст(5„) для крыльев различных форм в плане с удлинением (X) 2.5.

Размеры сетки: Ь(*к)

неоднородной аэродинамическом потоке:

а) зпвры местных продольных скоростей потока (Цж);

б) зпврн местных углов атаки ();

в) зависимость коэффициента подъемной силы крыла 1СТ) от угла атаки («<*).

и.

7

П~7~У~/ / 77/7/ 7/ 77777"?'777'77/ 77

Рис. 3 а) Зпйра продольной скорости (0«) неоднородного потока (двумерный турбулентный пограничный слой); б) Зависимость коэффициента подъемной силы крыла (Ст) от угла атаки (</'):

— ---- однородный поток

--- - неоднородный поток.

Рис. 4 Влияние неоднородной зоны набегающего потока

*

(застрахованная область, оС- г 0) на коэффициент подъемной силы прямоцгольгого крыла (Су), распо-

о •

лояенного под углом атаки 30:

а) при продольной ориентации неоднородной зону,

б) при поперечной ориентации неоднородной зона.

С"

10

аа

! Х- 0.5 /Т" / //Ш

\ V \ ^

ео

Рис. I завигимость с, (¿т;1 для прямоугольного крыла в трехмерном гармоническом порнве без учета влияния вихревого следа.

Рис. 7 Эксперимент в аэродинамической трцбе:

1 - иодель крыла; 5 - опорная рана;

2 - нох; б - электродвигатель;

3 - аппаратура; 7 - координатник;

4 - пластина; 8 - датчик (015Й>.

Рис. 8 Фрагмент записи. мгновенных значений подъемной силы прямоугольного крыла (Х- 2.0) при взаимодействии с аэродинамическим потоком, возбдхденннм вра^ащейся пластиной (и„= 36.1 рад/с).

с доминирушими пульсациями скорости на определенной частоте.

1С

А- о.оо 1

6«

И

^ А*« Тле* 6.0

4.0

г.о

■ • >

X X 1 :

* • V " V * V ' V ! * [ >

о > О ) > < 1 1

¿ь.

-га

-13

га

£5

Рис. 10 а) Зависимость для "жесткого" прямоугольного

крыла при вертикальных поступательных колебаниях:

. - \ : оо , X - \ ; Ю.О

V - X = 5.0 . О - X: 2.0.

- га -

>5*

С

б.а

*

4.0

ж

га

¿Ь.

-га

ао

ег

Рис. 10 б) Зависимость "(^(511) для "жесткого" прямодгольного крыла при вращательных колебаниях относительно оси. расположенной по передней кромке крыла:

• - X = ©О , X - Л = 10.0 V - х-6 5.0 , о - л= 2.0.

о

о

С

з.о

а.о

лл

х

V

лГ.

¿к

-га

га

гэ

Рис. 10 в) Зависимость 5Ь1 для "жесткого" прямоугольного крыла при вращательных колебаниях относительно оси. располохенной по задней кромке крыла: » _ д : оо , х - X : 10.0

V - Л = 5.0 , о - X = 2.0.

I

1С

\Л\ \

с" •

тли-

1.5

-1.0

0.5

-

*

v»

□

б ■

"15

= 0.2 = Соп^Ь .

20

£5

Йт.

Рис. 10 г) Зависимость С^ЬГдля гибкого прямоугольного крвла ври периодических изгибнвх колебаниях его поверхности по закона Сегццсй волны:

. - Х = 10.0,.V - 5.0, о - Х-- 2.0.

ло

-rao

cao

Рис. 11 Распределение среднеквадратичных величин пульсаций коэффициентов подъемной силы и коэффициентов ноис.чтов по частотам

U

0.5

О -iáa coa

Рис. 12 Распределение величин -], (-^-v),,. при пересчете ^эделышх экспериментальных данных на натурный объект

Л-.- 11 ■ £\ h~.