автореферат диссертации по авиационной и ракетно-космической технике, 05.07.01, диссертация на тему:Теоретические и экспериментальные исследования влияния теплообмена на аэродинамические характеристики крыла

005046277

На правах рукописи

Ву Тхань Чунг

ТЕОРЕТИЧЕСКИЕ И ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫЕ ИССЛЕДОВАНИЯ ВЛИЯНИЯ ТЕПЛООБМЕНА НА АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ КРЫЛА

Специальность 05.07.01 - Аэродинамика и процессы теплообмена летательных аппаратов

АВТОРЕФЕРАТ диссертации на соискание ученой степени кандидата технических наук

- А ИЮ/1 ¿012

Москва - 2012

005046277

Работа выполнена на кафедре «Физика полёта» факультета Аэромеханики и летательной техники Московского физико-технического института (государственного университета)

Научный руководитель:

Официальные оппоненты:

доктор технических наук,

профессор Вышинский Виктор Викторович

доктор технических наук,

профессор Стасенко Альберт Леонидович

Ведущая организация:

кандидат технических наук, доцент Ефимов Вадим Викторович

Лётно-исследовательский институт (ЛИИ) им. М.М. Громова

Защита состоится « » 2012 г. в часов на заседании

диссертационного совета Д403.004.01 в Центральном аэрогидродинамическом институте им. проф. Н.Е. Жуковского по адресу: 140180 Московская область, г. Жуковский, ул. Жуковского, д. 1, ЦАГИ.

С электронной версией автореферата диссертации можно ознакомиться на сайте http://www.vak.ed.gov.ru/.

С диссертацией можно ознакомиться в библиотеке ФАЛТ МФТИ.

Ваш отзыв на автореферат в 2-х экз., заверенный гербовой печатью, просим выслать по адресу: 140180 Московская область, г. Жуковский, ул. Жуковского, д. 1, ЦАГИ, Ученому секретарю диссертационного совета Д403.004.01.

Автореферат разослан « » мая 2012 г.

Ученый секретарь диссертационного совета

Доктор технических наук,

профессор

В.М. Чижов

ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА РАБОТЫ

Актуальность темы диссертации

Увеличение крейсерского аэродинамического качества компоновок дозвуковых пассажирских самолетов является одной из актуальных задач современной аэродинамики. Учитывая перспективу на 10-15 лет, создаваемые магистральные пассажирские самолеты должны иметь топливную эффективность на уровне 14-15 г/км чел. Достижение этой высокой цели является сложной наукоемкой задачей, успешное решение которой возможно только в результате глубоких теоретических, расчетных и экспериментальных исследований.

Совершенствование аэродинамики пассажирских самолетов идет сейчас по двум основным направлениям. Первое направление заключается в том, чтобы для заданной компоновки без использования активных методов управления обтеканием чисто геометрическими методами в рамках заданных ограничений, выбрать те проценты аэродинамического качества, которые остались до теоретического предела при турбулентном характере обтекания. Это направление себя еще не исчерпало, но оставшиеся проценты качества даются с всё большими усилиями.

Второе направление улучшения аэродинамических совершенств дозвуковых пассажирских самолетов связано с использованием активных, энергетических средств управления обтеканием.

Одна из старейших задач этого направления — затягивание ламинарно-турбулентного перехода (ЛТП) с помощью отсоса пограничного слоя или определенным образом организованного локального нагрева (охлаждения) поверхности. Этому направлению посвящено большое количество работ, как в России, так и за рубежом, например, к работах Струминского В.В. (1986), Лутовинова В.М. (1975), Алексеева М.А. (1970), Joseph D.D.. (1969). Экспериментально в работе Лутовинова В.М. (2004) доказано, что с помощью отсоса пограничного слоя и затягивания ЛТП можно достичь уменьшения сопротивления до 25% от полного сопротивления самолета.

Имеется также много работ (Корж С.К. (1995), Юрьев A.C. (1995), Аульченко С.М. (2003), Стародубцев М.А (2006)...) по исследованию возможности снижения волнового сопротивления компоновки с помощью подвода тепловой энергии перед скачком уплотнения в местную сверхзвуковую зону. По результатам этих работ следует отметить, что стабильного увеличения аэродинамического качества профиля в расчетах не наблюдалось. Это связано с тем, что одновременно с уменьшением волнового сопротивления падала подъемная сила профиля, и аэродинамическое качество оставалось практически неизменным.

Данная диссертационная работа посвящена исследованию влияния теплообмена газа с поверхностью как одного из возможных энергетических методов увеличения аэродинамического качества дозвуковых летательных аппаратов. В отличие от других энергетических подходов, рассматриваемый

метод, основанный на нагреве и охлаждении обтекаемых поверхностей,, имеет большую привлекательность для практической реализации.

Цели и задачи исследования

В настоящей работе на основе многочисленных расчётов в рамках краевой задачи для уравнений Рейнольдса даётся подтверждение теоретических результатов A.C. Петрова (2007) и объяснение полученных эффектов, проводятся расчетные и экспериментальные исследования по обоснованию наиболее рациональных способов организации локального теплообмена с целью получения положительных эффектов при обтекании.

Цели исследования:

1) Объяснение физики происходящего на основе анализа структуры течения.

2) Проведение сравнительных расчетных исследований обтекания гстастинки, аэродинамического профиля крыла и прямоугольного крыла при различных законах организации теплообмена на поверхности с целю нахождения наилучшего способа организации теплообмена для уменьшения сопротивления, повышения несущих свойств, запаса продольной статической устойчивости и увеличения аэродинамического качества.

3) Обработка эксперимента в АДТ и сравнение результатов экспериментальных и расчетных исследований с теоретическими выводами.

Научная новизна

1) Объяснены механизмы влияния теплообмена на физику течения и аэродинамические характеристики профиля посредством генерации завихренности на градиентах энтропии и энтальпии вблизи поверхности тела.

2) Представлены результаты расчетных исследований, подтверждающие теорию влияния слабого теплообмена на аэродинамические характеристики профилей крыла и прямоугольного крыла при дозвуковых скоростях.

3) Представлены результаты эксперимента на модели прямоугольного крыла. Сравнительный анализ демонстрирует согласование результатов эксперимента с теорией и расчетом.

На защиту выносятся следующие научные результаты

1) Физическое объяснение происходящего, подкреплённое расчётами структуры течения.

2) Расчетные результаты влияния теплообмена на сопротивление пластинки.

3) Расчетные результаты влияния теплообмена на коэффициент сопротивления, подъемную силу, продольную устойчивость, аэродинамическое качество профилей П-185-12 и NACA23-021 при различных вариантах организации теплообмена. Подбор наилучшего варианта для улучшения аэродинамических характеристик

профилей.

4) Исследование влияния числа Рейнольдса на аэродинамические характеристики профиля при наличии теплообмена.

5) Расчетные результаты влияния теплообмена на аэродинамические коэффициенты Сх, Су, Мг, и аэродинамическое качество прямоугольного крыла с профилем NACA23-021.

6) Результат экспериментального исследования обтекания прямоугольного крыла с профилем NACA23-021 при наличии теплообмена, сравнение его с расчетом и теорией.

Достоверность результатов подтверждается хорошим согласованием полученных численных результатов с аналитическими результатами, а также с результатами эксперимента.

Научная ценность работы состоит в получении количественных оценок влияния нагрева и охлаждения поверхности крыла на его аэродинамические характеристики.

Практическая значимость связана с возможностью использования криогенного топлива на самолётах. В этом случае необходимый подогрев топлива перед использованием в двигателях позволит без дополнительных энергетических затрат реализовать охлаждение верхней поверхности крыла и обеспечит увеличение аэродинамического качества компоновки. Организация различных способов теплообмена позволяет эффективно смещать поляру JIA в направлении увеличения максимального аэродинамического качества и улучшения характера обтекания.

Полученные результаты можно использовать также для оценки влияния подогрева лопастей несущего и рулевого винтов вертолета антиобледенительной системой на изменение их аэродинамических характеристик.

Апробация работы

Основные результаты, содержащиеся в диссертации, были доложены на 53-й научной конференции МФТИ (Москва, 2010), семинаре им. С.М. Белоцерковского (Москва, 2011), Международном симпозиуме «Методы дискретных особенностей в задачах математической физики» (Харьков-Херсон, 2011), а также опубликованы в двух номерах Научного вестника МГТУ ГА серия Аэродинамика и прочность (Москва, 2010, 2012), Трудах XV Международного симпозиума «Методы дискретных особенностей в задачах математической физики» и в Трудах МФТИ (2012). Одна статья принята к публикации в Трудах МФТИ.

Личный вклад автора

Определение направления исследований и постановка задач принадлежат научному руководителю д.т.н. профессору В.В. Вышинскому. Научные консультанты д.ф.-м.н. A.C. Петров и д.т.н. Г.Г. Судаков помогли в изучении теории, освоении расчётных методов и проведении экспериментов. Проведение расчетов, обработка результатов эксперимента, а также объяснение физики происходящего выполнены автором лично.

Объем и структура диссертации

Диссертация содержит 104 страницы текста, 97 рисунков, 64 наименования источников используемой литературы и состоит из введения, трёх глав, заключения и списка литературы.

КРАТКОЕ СОДЕРЖАНИЕ ДИССЕРТАЦИИ

Во введении описана актуальность исследуемой проблемы, сформулированы цели и задачи диссертационной работы и кратко изложено содержание ее глав.

В первой главе приведены теоретические основы работы, формулы аэродинамических сил при теплообмене тела с потоком вязкого теплопроводного газа и их изменения при слабом теплообмене по сравнению с адиабатическим обтеканием.

Из пособия «Теория аэродинамических сил» A.C. Петрова, сила сопротивления при слабом теплообмене и отсутствии источников-стоков среды для плоского случая имеет вид:

Fx=pJ(l-e-^)dy-pJe-A?AlI0dr (1)

где ДЯ0 - изменение полной энтальпии потока;

AS = Д S0 + Л 5Я - полное изменение энтропии в следе с учетом теплообмена. R

Формула изменения сопротивления только вследствие теплообмена имеет вид:

■ко Д5 +30

Л= I -Г-dy-P» | АH0dy + О(Л )> (2)

- Л —и

где 0(А2) - члены разложения выше первого порядка малости.

В безразмерном виде изменение коэффициента сопротивления выражается следующей формулой:

Дс,=-^Т(Д5-7ДЯ0>» + О(Д2), (3)

где Л гт _ А^о ""в _ 2 " а.

Для плоской пластинки в докторской диссертации A.C. Петрова (2009) получена простая формула:

-^-г-Ь + 0(А2), (4)

/0 Рг2'3 1 + (у-1)М>

где 7'и - температура поверхности пластинки,

Т =Т,!Та - температурный фактор,

i/o " v 2 , _ T^JjA.(5)

Cjо - коэффициент сопротивления плоской пластинки, смоченной с двух сторон при ламинарном обтекании, Ь — длина пластинки.

Полный коэффициент сопротивления трения пластинки при теплообмене с учетом температурного изменения коэффициента вязкости имеет вид:

с =--S£

ß Pr2/i I + (r-l)Mi ~irv Для малых дозвуковых скоростей:

V+ + ' (6)

Здесь Су0 =1,328/\/Ё£ - коэффициент сопротивления плоской пластинки,

смоченной с двух сторон, при ламинарном обтекании.

Из книги A.C. Петрова (2007), подъёмная сила в потоке вязкой, сжимаемой и теплопроводной жидкости, имеет вид:

■н» _ 41Я

Fy = -PJX + J + р„АH0')dx - J <Ti?' + р„ДЯ0+)Л + o(l). {7)

где Г - вектор "обобщенной" циркуляции скорости. Для плоского случая:

г; = о, г;=0, г'1=je-i\v;dx+v;dy)=§e-*sdTs

L L

где V' = (Fr', F')^ вектор скорости возмущений.

Для плоской пластинки, участвующей в теплообмене только нижней (или охлаждение верхней) поверхностью, влияние теплообмена на подъемную силу выражается в той же книге следующей формулой:

дс „с Т»~1. (8)

аСУ С/0 рг2/3 4 '

Таким образом, нагрев пластинки приведет к уменьшению ее сопротивления трения, охлаждение - к увеличению. Нагрев нижней (или охлаждение верхней) поверхности приведет к увеличению подъемной силы, и наоборот.

Для иллюстрации этого факта в приближении невязкого газа можно воспользоваться интегралом Крокко для стационарного течения (интеграл энергии для системы уравнений Эйлера):

[Кхш] = -Г-У£ЧУ#0. (9)

где <ü = rotF - завихренность.

Области подвода или стока энергии являются источниками завихренности. В случае нагретого профиля: полная энтальпия около стенки максимальна н„ = СРТ + V1 ¡2 , градиент полной энтальпии и энтропии направлен к контуру профиля ортогонально поверхности (рис. 1.1). Правая часть интеграла (9) представляет собой некий вектор:

У = -7,-У5 + УЯп, (Ю)

который может быть направлен как к поверхности профиля, так и от нее. Интеграл (9) превращается в уравнение:

Ухю\У = 0. (11)

Тс1з1 епШззру СопЯосн' 1

у.....V 3.55£»е*СФ5

| § З.-Ф&Зе^ОШз

3.333е>0&5

Щ 3.2©8©*Ш5 и

- -ОС<~. Ш

________- Щ

Щ 3.043е*005 "' ' ' " ..................Ш

■ 2.9ЭО®*0®5 .............

^ ....... ........

з^е сп ^гору

I 7.2Й-0>0-С!02 I «Л336©+Ш2 Щ 8 6зЗе-ИХХ2 ^^©б^ОйЯ-' _____

5. 3-Ш«г»002

Т- +80 С

8 -4-.348е*-С0<2

У5

Рис. 1.1. Градиенты полной энтальпии и энтропии вблизи поверхности профиля П-185-12 при Мх = 0,7, Г= +80°С, а = 2°

Оценка градиентов энтальпии и энтропии вблизи стенки профиля П-185-12 в данном случае даёт:у#0 я 2х 10" м/с2, я 1х 10йм/с2К, вектор и имеет направление градиента полной энтальпии -Т ■ У5 + УН0 к 7 х 106 м/с2.

Нагрев поверхности приводит к дополнительному порождению завихренности, вблизи верхней поверхности ¿¿>0 , вблизи нижней поверхности ©<()• Это обуславливает менее напряженный профиль скорости в пограничном слое (рис. 1.2) и, как следствие, меньший коэффициент трения.

На рис. 1.3-4 приведены профили завихренности в сечении х = 0,5 (х = 0,5 м) вблизи верхней поверхности сверхкритического профиля П-185-12 при числе Маха набегающего потока Мю = 0,7, температуре воздуха Г«, = —18°С (255°К), угле атаки а = 2° и разность значений между указанными случаями теплообмена.

Видно, что при охлаждении поверхности профиля рождается дополнительная отрицательная завихренность, которая обуславливает более

напряженный профиль скорости в пограничном слое у стенки, а при нагревании, наоборот, отрицательная завихренность становится меньше по модулью, профиль скорости менее напряженный (рис. 1.5).

Рис. 1.3. Профили завихренности в сечении х = 0,5 вблизи верхней поверхности профиля крыла П-185-12

Рис. 1.4. Зарождение дополнительных завихренностей нагретого, охлажденного профиля по сравнению с адиабатическим обтеканием

Охлаждение верхней поверхности (градиент полной энтальпии направлен по нормали от охлаждённой поверхности в поток) приводит к дополнительному порождению отрицательной завихренности вблизи верхней поверхности со < 0 , следовательно, к увеличению потока отрицательной завихренности через контур, охватывающий профиль, и, как результат, к увеличению циркуляции (по модулю) и увеличению подъёмной силы

Рис. 1.5. Профили скорости поперёк пограничного слоя на задней кромке профиля П-185-12 при М^ = 0,7 и угле атаки а = 2°

организованного теплообмена

Нагревание нижней поверхности (градиент полной энтальпии направлен по нормали к поверхности) приводит к дополнительному порождению отрицательной завихренности вблизи нижней поверхности ш<0 , к увеличению потока отрицательной завихренности через контур, охватывающий профиль и, как и выше, к увеличению циркуляции (по модулю) и увеличению подъёмной силы (рис. 1.6).

Во второй главе приведены результаты расчетных исследований влияния теплообмена на коэффициенты сопротивления, подъемной силы, продольной устойчивости, аэродинамическое качество пластинки, профилей

П-185-12, NACA23-021 и прямоугольного крыла при различных вариантах организации теплообмена. Все расчеты проведены с помощью лицензионного пакета программ ANSYS CFX на компьютерном кластере ФАЛТ МФТИ производительностью 0,8 терафлопс. В качестве моделей замыкания использовалась к-со SST модель турбулентности.

Fla рис. 2.1 представлены результаты расчета сопротивления пластинки с полностью турбулентным пограничным слоем. Видно, что при увеличении температуры пластинки от 168°К до 408°К, полное сопротивление пластинки уменьшается, что соответствует теории.

0,012

0,011

Рис. 2.1. Влияние температуры на коэффициент сопротивления пластинки при нулевом угле атаки, М„ = 0,15, Яе = 3><105, Т„= 293°К

На рис. 2.2 приведено сравнение расчетных и теоретических результатов, посчитанных по формуле (5) при Рг = 1 и Г„ = 293°К, с результатами экспериментальных исследований для плоской пластинки при М„= 0.

0,2 0,4 0,6 0,8 1

Относительное увеличение температуры стенки

Рис. 2.2. Влияние теплообмена на сопротивление трения плоской пластинки при нулевом угле атаки, Мсо= 0

Теоретические результаты удовлетворительно согласуются с результатами эксперимента при близких к единице значениях температурного фактора. Результаты расчета при числе Маха набегающего потока М„ = 0,15 и Яе = 3*105 дают несколько завышенные значения по сравнению с экспериментом, но их поведение является полностью подобным.

На рис. 2.3 изображены зависимости коэффициент подъемной силы пластинки от температуры при нулевом угле атаки. Кривая с ромбиками изображает зависимость Суа{Т) при условии, что нижняя поверхность пластинки адиабатическая, температура верхней поверхности меняется от 150°К до 450°К. Видно, что при увеличении температуры верхней поверхности коэффициент подъемной силы монотонно падает.

- Cya(Tup var, low adiabat)

- Cya(Tlow var, up adiabat)

Рис. 2.3. Влияние температуры на коэффициент подъемной силы пластинки при нулевом угле атаки, Но = 0,15, Яе = 3*105, Г„ = 293°К

При условии, что верхняя поверхность адиабатическая, а температура нижней поверхности меняется от 150°К до 450°К (кривая с квадратиками), коэффициент подъемной силы увеличивается при возрастании температуры нижней поверхности. Как и следует из теории, нагрев нижней поверхности слабее увеличивает подъемную силу по сравнению с таким же охлаждением верхней. Например, охлаждение верхней поверхности на 120° увеличивает Су на 0,013. В то же время, нагрев нижней поверхности на 120° увеличивает Су на 0,008.

Приведенные результаты расчетов показывают, что для увеличения подъемной силы выгоднее охлаждать верхнюю обтекаемую поверхность, а не нагревать нижнюю. Этот вывод полностью соответствует теоретическим представлениям о влиянии несимметричного теплообмена на подъемную силу несущего тела (7).

На рис. 2.4 изображены графики аэродинамического качества пластинки в зависимости от температуры одной из поверхностей при теплоизолированной другой. Видно, что при теплоизолированной нижней поверхности аэродинамическое качество увеличивается по мере охлаждения верхней поверхности пластинки. При температуре верхней поверхности Т =

150°К (охлаждение на -143°) аэродинамическое качество пластинки составляет 7^=0,15.

При увеличении температуры нижней поверхности (и теплоизолированной верхней) аэродинамическое качество пластинки также монотонно возрастает. Однако, увеличение температуры нижней поверхности в меньшей степени увеличивает аэродинамическое качество пластинки, так же как и ее подъемную силу.

0.000+00

-1.00Е-01

Рис. 2.4. Влияние температуры на аэродинамическое качество пластинки при нулевом угле атаки, М„ = 0,15, Не = 3*105, Г„=293°К

Была проведена серия расчетов при охлажденной верхней поверхности и подогретой нижней. Причем, температуры охлаждения верхней поверхности и нагрева нижней поддерживались одинаковыми по абсолютной величине Л7*ир = ATlow. Результаты этих расчетов, приведенные на рис. 2.5, показывают, что аэродинамическое качество пластинки почти линейно возрастает при увеличении разности температур между поверхностями.

0,4

0,3 0,2 0,1 о

О 50 100 150 200 250 300 350 400

Рис. 2.5. Влияние несимметричного теплообмена на аэродинамическое качество пластинки при а = 0, М«, = 0,15, Re = ЗхЮ5, Т„ = 293°К

К 1 i i 1 1 1 i 1 1 t 1 1 ' ^ 1 1 1 jr

1 1 1 1 1 t 1 1 1 Г 1 - "1 " 1 1 1 1 1 s 1 1 1 I 1 1 1 Г " Г "1 t 1 1 1

' i 1 1 1 1 1 1 Tjow-Tup

При этом варианте теплообмена аэродинамическое качество возрастает сильнее, чем при теплоизоляции одной из поверхностей. Например, при одновременном охлаждении-нагреве поверхностей на ±200°,

аэродинамическое качество пластинки при нулевом угле атаки составляет #=0,38-

На рисунке 2.6 показана расчетная зависимость коэффициента подъемной силы Суз профиля П-185-12 от угла атаки при его теплообмене с потоком для чисел Маха М„ = 0,6 и 0,7.

Видно, что охлаждение поверхности профиля приводит к увеличению подъемной силы по сравнению с адиабатическим случаем. При нагреве поверхности подъемная сила уменьшается. На больших углах атаки это изменение имеет значение около 0,04, что составляет 4% максимального

Рис. 2.6. Несущие свойства профиля П-185-12 при охлаждении и нагреве всей поверхности

На рис. 2.7 изображены графики подъемной силы профиля П-185-12 с адиабатической нижней поверхностью, температура верхней поверхности меняется от -120°С до +120°С.

Видно, что при охлаждении только верхней поверхности подъемная сила при фиксированном угле атаки монотонно растет с увеличением уровня охлаждения. При нагреве верхней поверхности несущие свойства заметно ухудшается, и худшим случаем является нагрев до +120СС.

При нагреве нижней поверхности (рис. 2.8) все кривые сливаются в одну, кроме области малых углов атаки (от 0° до 1°). Рисунок ярко выражает тот факт, что температура нижней поверхности мало влияет на несущее свойство профиля крыла, основной вклад в изменение коэффициента подъемной силы даёт верхняя поверхность.

1,1 1

0,9 0,8 0,7 0,6 0,5 -0,4 0,3 0,2 0,1

Суа

0

-•—Tup=-120C -в— Tup=-80C Чг— Tup=-40C

Tup-ОС -*— Tup=+40C -•—Tup=+S0C ~н—Tup=+120C —— adiabat

alpha

0 1 2 3 4 5 6

Рис, 2.7. Несущие свойства профиля П-185-12 с адиабатической нижней поверхностью

Суа ' ' 1 ; 1

1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 -гут—г—1 1 1 1 1 1 ti 1 1 1

1 1 0 —•— Tlow=-120C

—Tlow=-80C

_____1___jyi-J- —Tlovv=-40C -

1 1 —f*—Tlow=0C

1 ^Г 1 1 —*— Tlow=+40C

1 1 —•— Tlovv=+80C -

1 1 1 ^ 1 1 1 —1—Tlow=+120C

¿är | I 1 1 1 1 у ' ( 1 1 1 ' alpha

0 1 2 3 4 5 6 7

Рис. 2.8. Несущие свойства профиля П-185-12 с адиабатической верхней поверхностью

Результаты расчетов сопротивления трения показаны на рис. 2.9 для чисел Маха М„ = 0,6 и Рейнольдса Яс = 2х106. Видно, что на каждом угле атаки при увеличении температуры сопротивление трения уменьшается. Этот факт полностью подтверждает теорию.

0,009

Рис. 2.9. Влияние нагрева-охлаждения обтекаемой поверхности на величину сопротивления трения, М„ = 0,6

На рис. 2.10 приведены расчетные графики сопротивления давления. Видно, что при охлаждении сопротивление давления уменьшается, а при нагреве увеличивается.

Рис. 2.10. Влияние нагрева-охлаждения обтекаемой поверхности на величину сопротивления давления, М*, = 0,6

На рис. 2.11 приведены коэффициенты полного сопротивления профиля в зависимости от угла атаки. При всех значениях угла атаки нагрев поверхности уменьшает полный коэффициент сопротивления профиля, а охлаждение, наоборот, его увеличивает.

Рис. 2.11. Зависимость полного сопротивления от изменения температуры поверхности профиля при разных углах атаки

На рис. 2.12 приведены поляры сопротивления профиля. Поляра с полностью нагретой поверхностью смещается влево - вниз, поляра с полностью охлажденной поверхностью — вправо и вверх (по сравнению с адиабатическим профилем), тогда как кривая + 80°С, Тщ~ - 80°С"

находится левее, выше всех. Это подтверждает тот факт, что профиль с нагретой нижней поверхность и охлажденной верхней поверхностью имеет наибольшее максимальное аэродинамическое качество Ктзх.

1,2 ,_-------------т--г------------,------------

Суа I I | |

1-------1---~

I I I

°.8------— *-----1-----

& I I I

//¡ФУ» I I I

0,6 —----!-----^-----!-----

0,4 0,2

0 -I-1-1-1-1-

0,010 0,012 0,014 0,016 0,018 0,020

Рис. 2.12. Поляра сопротивления профиля П-185-12, = 0,6

Аэродинамическое качество профиля П-185-12 приведено на рис. 2.13. Видно, что у варианта с полностью охлажденной поверхностью (кривые Т =

Суа 1 1 •

! ------- у '•г*'* 1

УУУ^ 1 1 1 1 5 1 1

| 1

—°— аШаЬа!

" " О/А---1 -

—й— Т= + 80С

. Ж - - .1 —<^-Тир=- 80С,Т1ои= + 80С -

--^ -1-1- Сха -

- 80°С, Т = -40"С) аэродинамическое качество возрастает по сравнению с адиабатическим обтеканием, у варианта с полностью нагретой поверхностью (кривые Т = + 80°С, Т = + 40°С) качество убывает, причем чем сильнее интенсивность теплообмена, тем сильнее изменение.

Максимальное аэродинамическое качество наблюдается у варианта одновременного нагрева нижней и охлаждения верхней поверхности до +80°С и -80°С соответственно. По сравнению с адиабатическим случаем это увеличение равно 4,5, что составляет 8,8% А"тах адиабатического профиля.

60 55 50

45 40 35 30 25 20 15

10

0 0,2 0,4 0,6 0,8 1 1,2

Рис. 2.13. Аэродинамическое качество профиля П-185-12 при различных организациях теплообмена, = 0,7, Re = 2,4 х Юб

На рис. 2.14 приведены сравнения аэродинамического качества для лучших результатов из всех рассмотренных форм организации несимметричного теплообмена. В частности, видно, что максимальное аэродинамическое качество профиля с нагретой нижней поверхностью практически совпадает с вариантом охлаждения только верхней поверхности, но на больших углах атаки аэродинамическое качество нагретого профиля совпадает с адиабатическим случаем, и много уступает охлажденному профилю.

Комбинация rlow = +80°С, Гир = -80°С увеличивает величину Я"тах еще боЛЬШе (A/¡flnax > 1).

— асПаЬа! —п— |о\у г&аЪгЛ, Тир = - 80С —а— Т1о\у = + 80С, Тир = - 80С —ир асИаЬа^ Нош = + 80С

Суа

0,2

0,4

0,6

0,8

1,2

Рис. 2.14. Аэродинамическое качество профиля при охлаждении только верхней поверхности, нагреве только нижней и их комбинации, М„ = 0,7

Таким образом, если необходимо увеличить подъемную силу, то надо охлаждать верхнюю поверхность, если надо уменьшить сопротивление, то необходимо нагревать нижнюю, и наилучшим вариантом теплообмена, обеспечивающим наибольшее приращение Ктзх, является вариант с охлаждением верхней поверхности и нагревом нижней.

На рис. 2.15 изображены графики продольного момента М_ (Суа) в

зависимости от способа организации теплообмена на поверхности профиля.

Суа

-0,06

-0,07

-0,08

-0,09

- асПаЬа!

- Т= - 80С -Т=-40С -Т= ОС -Т= + 40С -Т- + 80С

-Тир» -80 С,ТПо\м= + 80С -Тир= - 40С.Т1о\'.'= + 80С -Тир"=0С,Поп= + 80С

Рис. 2.15. Характеристики продольной статической устойчивости профиля П-185-12 при различных способах организации теплообмена, М„= 0,7

Видно, что при нагреве профиль легче теряет продольную статическую устойчивость. При охлаждении — профиль становится более устойчивым. Причем, степень влияния теплообмена пропорциональна интенсивности теплообмена.

Это утверждение более отчётливо продемонстрировано на рис. 2.16, где изображена зависимость производной дМ/йСуи от С)и (расстояние от центра тяжести до аэродинамического фокуса). По мере увеличения угла атаки нагретый профиль быстрее теряет продольную устойчивость, а охлажденный профиль имеет наибольший запас устойчивости.

Рис. 2.16. Изменение положения аэродинамического фокуса при нагреве и охлаждении всей поверхности, М^ = 0,7

Важным следствием влияния теплообмена является изменение допустимой величины коэффициента подъемной силы Суаоб до сваливания. При нагреве Суао5 уменьшается, а при охлаждении - увеличивается (рис. 2.16). В данном случае Сулац при охлаждении до -80°С увеличивается на величину ЛСудоб = 0,08 по сравнению со случаем адиабатического обтекания.

На рис 2.17 изображена зависимость подъемной силы от угла атаки при Яе = 2,4хЮ6 и Яе = 16*106, которая подтверждает тот факт, что при нагреве нижней поверхности профиля и одновременном охлаждении верхней поверхности коэффициент подъемной силы увеличивается, и это увеличение ослабляется по мере увеличения числа Рейнольдса.

Изображенные на рис. 2.18 графики подтверждают вывод об увеличении аэродинамического качества профиля при положительным несимметричном теплообмене. Различие между графиками при Яе = 16x10° меньше, чем при Ке = 2,4х105, т° есть аэродинамическое качество профиля с большим числом Рейнольдса под действием теплообмена меняется меньше.

Рис. 2.17. Изменение несущих свойств профиля П-185-12 при теплообмене под влиянием числа Не

Рис. 2.18. Влияние числа Яе на аэродинамическое качество профиля с нагретой нижней и охлажденной верхней поверхностями

Расчет модели прямоугольного крыла с профилем 1\'АСА23-021 проведен при Яе = 1,4х 10б, М» = 0,15, Тт = 283°К и фиксированном ЛТП на расстоянии 5% от носка профиля. Модель имеет хорду 0,4 м, размах крыла 2 м (удлинение). = 5), относительную толщину 21%.

Проведены расчеты в 4 случаях: адиабатическое крыло (на рисунках -кривая «асНаЬаЬ>), крыло с нагретой всей поверхностью до +125°С (кривая «+125С»), крыло с охлаждением всей поверхности до -125°С (кривая

«-125С») и крыло с нагретой нижней поверхностью и охлаждаемой верхней поверхностью (кривая «+ -125С»),

На рис. 2.19 представлена зависимость коэффициента сопротивления трения и давления от изменения температуры поверхности. Видно, что аналогично расчетам профиля П-185-12, под вилянием нагрева сопротивление трения уменьшается, и оно увеличивается при охлаждении. Сопротивление давления убывает на всех углах атаки при понижении температуры и возрастает при нагреве. Полный коэффициент сопротивления уменьшается при охлаждении и увеличивается при нагреве (рис. 2.20).

Рис. 2.19. Влияние температуры поверхности на сопротивление трения (слева) и сопротивление давления (справа)

Рис. 2.20. Зависимость полного сопротивления от изменения температуры поверхности

На рис. 2.21-23 приведены графики коэффициента подъемной силы, аэродинамического качества, продольного момента М,_, производной йМ/АСуа и поляры Суа(Сх„) с четырьмя законами организации теплообмена

Рис. 2.21. Зависимости СДа) и К(С'у11) от температуры поверхности

Рис. 2.22. Зависимости М2(С>И) и с\М2/АСУ„ от температуры поверхности

Рис. 2.23. Зависимости Суа (С,„) от температуры поверхности

Полученные зависимости ведут себя совершенно аналогично графикам для профиля П-185-12, и полностью подтверждают приведенные теоретические выводы. По сравнению с адиабатическим обтеканием крыло с оптимальным теплообменом («+ —■ 125°С») выигрывает АКшх «1,2 , что соответствует увеличению на 6,5%.

В третьей главе приведены результаты экспериментального исследования модели прямоугольного крыла с профилем ИАСА23-021 в АДТ Т-102 ЦАГИ, выполнено сравнение экспериментов с расчетом и теорией.

На рис. 3.1-2 показано сравнение результатов расчетов с экспериментальными результатами, где штриховыми линиями представлены расчетные («АС»), сплошными линиями - экспериментальные результаты («ЕХ»).

Несмотря на небольшие различия между расчетом и экспериментом, согласование можно считать вполне удовлетворительным. Как и в расчете, несущее свойство нагретого крыла заметно ухудшается. На больших углах атаки проигрыш в коэффициенте подъемной силы равен 0,025 (5% значения Суа для адиабатического крыла при а = 9°). Поляры С}„ (Сха) горячего крыла «+ 125С», полученные из эксперимента, полностью повторяют поведение поляр, полученных из расчета (рис. 3.1), сдвигаясь влево и вниз из-за ухудшения несущего свойства и уменьшения сопротивления трения.

Рис. 3.1. Сравнение графиков Суа(а), С)ю(Сха) из расчета и эксперимента

Графики Мг {Суа) на рис. 3.2 еще раз подтверждают, что продольная устойчивость обычного крыла лучше, чем у нагретого крыла. Кривая «асНаЬаЬ> находится ниже, что говорит о большем запасе устойчивости.

Рис. 3.2. Сравнение графиков К(Суа)

, Мг(С„) из расчета и эксперимента

В заключении сформулированы основные результаты и выводы по

работе:

1. Определенным образом организованный теплообмен на верхней и нижней поверхностях профиля и модели крыла может оказать общее положительное влияние на основные аэродинамические характеристики — сопротивление, несущие свойства, характеристики продольной статической устойчивости и величину максимального аэродинамического качества.

2. Нагрев всей поверхности крыла приводит к уменьшению сопротивления трения, ухудшению несущих свойств, паденшо аэродинамического качества и уменьшению запаса продольной статической устойчивости.

3. Охлаждение всей поверхности приводит к увеличению сопротивления, увеличению подъемной силы, росту аэродинамического качества и увеличению запаса продольной статической устойчивости.

4. Нагрев только нижней поверхности не меняет несущих свойств, уменьшает сопротивление и увеличивает величину максимального аэродинамического качества практически также, как и охлаждение верхней.

5. Охлаждешк только нижней поверхности не меняет несущих свойств но увеличивает сопротивление и уменьшает величину максимального аэродинамического качества.

6. Нагрев только верхней поверхности уменьшает сопротивление, но приводит к снижению подъемной силы, аэродинамического качества и продольной устойчивости.

7. Охлаждение только верхней поверхности увеличивает несущие свойства, улучшает общий характер обтекания, увеличивает запас устойчивости и максимальное аэродинамическое качество.

8. Наибольшего положительного влияния на величину аэродинамического качества можно добиться с помощью охлаждения верхней поверхности при одновременном нагреве нижней.

Результаты работы могут найти применение в случае использования криогенного топлива в гражданских самолетах. Охлаждение с его помощью верхней поверхности крыла и необходимый подогрев топлива перед использованием в двигателе позволяют повысить аэродинамическое качество компоновки. Полученные результаты можно использовать также для оценки влияния подогрева лопастей несущего и рулевого винтов вертолета противо-обледенительной системой на изменение аэродинамических характеристик.

Список опубликованных работ по теме диссертации

[1] Ву Тхань Чунг. Аэродинамические характеристики профиля крыла с учетом теплообмена с потоком вязкого, сжимаемого газа при дозвуковых скоростях // Труды 53-й научной конференции МФТИ, часть VI — Аэромеханика и летательная техника, М. 2010 с. 83-85.

[2] Вышинский В.В., Петров A.C., Ву Тхань Чунг. Аэродинамические характеристики профиля крыла с учетом теплообмена с потоком вязкого, сжимаемого газа при дозвуковых скоростях // НАУЧНЫЙ ВЕСТНИК МГТУ ГА, №151(1), М. 2010 с. 6-11.

[3] Вышинский В.В., Петров A.C., Ву Тхань Чунг. Аэродинамические характеристики профиля крыла с учетом теплообмена с потоком вязкого, сжимаемого газа при дозвуковых скоростях. Труды XV Международного симпозиума «Методы дискретных особенностей в задачах математической физики». Харьков-Херсон, 2011, с. 115-118.

[4] Ву Тхань Чунг. Расчетные и экспериментальные исследования влияния теплообмена на аэродинамические характеристики модели прямоугольного крыла с температурой поверхности выше равновесной // НАУЧНЫЙ ВЕСТНИК МГТУ ГА, № 177(3), М. 2012 с. 119 - 124.

[5] Ву Тхань Чунг, Вышинский В.В., Данг Нгок Тхань. Исследование влияния теплообмена на аэродинамические характеристики модели прямоугольного крыла при дозвуковых скоростях // Труды МФТИ, Том 4, № 2, М. 2012 с. 148153.

Ву Тхань Чунг

ТЕОРЕТИЧЕСКИЕ И ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫЕ ИССЛЕДОВАНИЯ ВЛИЯНИЯ ТЕПЛООБМЕНА НА АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ КРЫЛА

Подписано в печать 25.05.2012 г. Печать трафаретная Усл.пл. -1,5 Заказ № 7403 Тираж: 100 экз. Типография «11-й ФОРМАТ» ИНН 7726330900 115230, Москва, Варшавское ш., 36 (499) 788-78-56 www.autoreferat.ru

ВВЕДЕНИЕ.

ГЛАВА I ТЕОРЕТИЧЕСКИЕ ОСНОВЫ ВЛИЯНИЯ ТЕПЛООБМЕНА НА АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ ПЛОСКИХ И

ПРОСТРАНСТВЕННЫХ ТЕЛ ПРИ ДОЗВУКОВЫХ СКОРОСТЯХ.

§1.1. Изменение силы сопротивления при слабом теплообмене.

§ 1.2. Изменение подъемной силы при слабом теплообмене.

ВЫВОДЫ К ГЛАВЕ 1.

ГЛАВА II РАСЧЕТНЫЕ ИССЛЕДОВАНИЯ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК ПРОФИЛЯ И МОДЕЛИ КРЫЛА ПРИ

РАСПРЕДЕЛЕННОМ ТЕПЛООБМЕНЕ.

§11.1. Исследование влияния температуры поверхности на сопротивление и подъемную силу плоской пластины.

§ П.2. Исследование возможных способов организации теплообмена на профиле крыла П-185-12. a) Коэффициенты сопротивления и подъемной силы при нагревании или охлаждении всей поверхности профиля. b) Коэффициенты сопротивления и подъемной силы при нагреве или охлаждении одной поверхности профиля. c) Исследование поляры профиля П-185-12. с!) Аэродинамическое качество профиля при различных законах организации теплообмена. е) Аэродинамическое качество профиля с одной адиабатической поверхностью.

1) Продольная статическая устойчивость. g) Влияние числа Рейнольдса.

§ П.З. Расчетные исследования обтекания профиля крыла КАСА23-021 при малой дозвуковой скорости полета.

§ II.4. Расчетные исследования обтекания модели прямоугольного крыла

ВЫВОДЫ К ГЛАВЕ II.

ГЛАВА III ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫЕ ИССЛЕДОВАНИЯ ОБТЕКАНИЯ МОДЕЛИ ПРЯМОУГОЛЬНОГО КРЫЛА С ПОДОГРЕВОМ

ПОВЕРХНОСТИ.

§ III. 1. Описание эксперимента.

§ III.2. Анализ экспериментальных результатов.

§111.3. Сравнение результатов расчетных и экспериментальных исследований.

ВЫВОДЫ К ГЛАВЕ III.

Увеличение крейсерского аэродинамического качества дозвуковых пассажирских самолетов является одной из актуальных задач современной аэродинамики. Учитывая перспективу на 10-15 лет, создаваемые магистральные пассажирские самолеты должны иметь топливную эффективность на уровне 14—15 г/км-чел. Достижение этой высокой цели является сложной наукоемкой задачей, успешное решение которой возможно только в результате глубоких теоретических, расчетных и экспериментальных исследований.

Совершенствование аэродинамики пассажирских самолетов идет сейчас по двум основным направлениям. Первое направление заключается в том, чтобы для заданной компоновки без использования активных методов управления обтеканием, чисто геометрическими методами, в рамках-заданных ограничений, выбрать те проценты аэродинамического качества, которые остались до теоретического предела при турбулентном характере обтекания. Это направление себя еще не исчерпало, но оставшиеся процентьг качества даются с всё большими усилиями.

Второе направление улучшения аэродинамики дозвуковых пассажирских самолетов связано с использованием активных, энергетических средств управления обтеканием. Подобные методы принципиально позволяют преодолеть теоретический барьер, стоящий на пути увеличения аэродинамического качества без их применения.

Одна из старейших задач этого направления - затягивание ламинарно-турбулентного перехода (ЛТП) с помощью отсоса пограничного слоя или определенным образом- организованного локального нагрева (охлаждения) поверхности. Этому направлению посвящено большое количество работ, как в России, так и за рубежом [1—18]. Экспериментально доказано, что с помощью отсоса пограничного слоя и затягивания ЛТП можно достичь уменьшения сопротивления до 25% от полного сопротивления самолета [18].

Имеется также много работ по исследованию возможности снижения волнового сопротивления компоновки с помощью подвода тепловой энергии перед скачком уплотнения в местную сверхзвуковую зону [19-24].

По результатам этих работ следует отметить, что стабильного увеличения аэродинамического качества профиля в расчетах не наблюдалось. Это связано с тем, что одновременно с уменьшением волнового сопротивления падала подъемная сила профиля, и аэродинамическое качество оставалось практически неизменным.

Данная диссертационная работа посвящена исследованию влияния теплообмена как одного из возможных энергетических методов увеличения аэродинамического качества дозвуковых летательных аппаратов. В отличие от других энергетических подходов, рассматриваемый метод, основанный на нагреве и охлаждении обтекаемых поверхностей, имеет большую привлекательность для практической реализации.

Выбор темы диссертации во многом обусловлен необходимостью расчётного и экспериментального подтверждения результатов докторской диссертации и теоретических работ A.C. Петрова [25-30], в которых предложена теория и рассмотрены перспективы применения энергетических методов управления аэродинамическими силами при дозвуковых скоростях. Однако работы [25-30] не предлагают алгоритма вычисления сил. В стороне остаются вопросы единственности решения, влияния числа Рейнольдса. Тепловое воздействие на поток может влиять на устойчивость течения, положение и протяжённость области ламинарно-турбулентного перехода пограничного слоя [31-43], положение отрыва потока и т. д. Дополнительного изучения требуют также вопросы влияния турбулентности набегающего потока и шероховатости поверхности обтекаемого тела на получаемый результат при наличии слабого теплообмена (см., например, [44-45,64]).

Первые шаги в направлении изучения слабого теплообмена на обтекание профиля были сделаны диссертантом при создании аэродинамической модели крыла малого удлинения (X = 1) с элементами Пельтье для охлаждения и нагрева поверхностей крыла (рис. 1). Модель представляет собой цельнометаллическое симметричное прямоугольное крыло с хордой Ъ = 120 мм, размахом / = 150 мм, и профилем КАСА24-12 с относительной толщиной с =14%. Внутри модели помещено 6 элементов Пельтье размера 40x40x5 мм (рис. 2), соединенных параллельно между собой под напряжением и до 16 Вольт. Температура поверхности элементов может меняться в диапазоне от -50°С до +150°С в зависимости от величины напряжения. Элемент Пельтье выдерживает ток до 6А. При подаче напряжения на элемент Пельтье одна поверхность его нагревается, другая охлаждается, тем самым нагревая или охлаждая поверхности модели крыла.

Модель предназначена для опытов в малотурбулентной аэродинамической трубе (АДТ) АТ-1 ФАЛТ МФТИ (диапазон скоростей У = 2-25 м/с; уровень турбулентности 8 ~ 0,2%, размеры рабочей части: 170x170x2000 мм).

Рис. 1. Модель крыла малого удлинения с профилем 1ЧГАСА24-12

Рис. 2. Элемент Пельтье

К сожалению, из-за выхода из строя весов удалось провести лишь качественные эксперименты. Не всё удалось и в опытах в АДТ Т-102 ЦАГИ (Глава III).

Цели и задачи исследования

В настоящей работе на основе многочисленных расчётов в рамках краевой задачи для уравнений Рейнольдса даётся подтверждение теоретических результатов A.C. Петрова и объяснение полученных эффектов, проводятся расчетные и экспериментальные исследования по обоснованию наиболее рациональных способов организации локального теплообмена с целью получения положительных эффектов при обтекании. Цели исследования:

1) Объяснение физики происходящего на основе анализа структуры течения.

2) Проведение сравнительных расчетных исследований обтекания пластинки, аэродинамического профиля крыла и прямоугольного крыла при различных законах организации теплообмена на поверхности с целю нахождения наилучшего способа организации теплообмена для уменьшения сопротивления, повышения несущих свойств, запаса продольной статической устойчивости и увеличения аэродинамического качества крыла.

3) Обработка эксперимента в АДТ и сравнение результатов экспериментальных и расчетных исследований с теоретическими выводами.

Научная новизна

В данной диссертации впервые:

1) Объяснены механизмы влияния теплообмена на физику течения и аэродинамические характеристики профиля посредством генерации завихренности на градиентах энтропии и энтальпии вблизи поверхности тела.

2) Представлены результаты расчетных исследований, подтверждающие теорию влияния слабого теплообмена на аэродинамические характеристики профилей крыла и прямоугольного крыла при дозвуковых скоростях. Расчеты проведены с помощью методов вычислительной аэродинамики на основе решения стационарной краевой задачи для уравнений Рейнольдса (ЯА№). Все расчеты проведены с помощью лицензионного пакета программ А^УБ СБХ на компьютерном кластере ФАЛТ МФТИ производительностью 0,8 терафлопс. В качестве моделей замыкания использовалась к-со ББТ модель турбулентности (с дополнительными уравнениями для определения положения ЛТП), которые позволяют задать или вычислить положение ЛТП. Подтверждено, что нагревание поверхности крыла приводит к уменьшению сопротивления, охлаждение верхней поверхности - к увеличению его подъемной силы. С целью увеличения аэродинамического качества крыла самолета, наилучшим способом организации теплообмена является нагревание нижней и охлаждение верхней поверхностей.

3) Представлены результаты эксперимента на модели прямоугольного крыла. Сравнительный анализ демонстрирует согласование результатов эксперимента с теорией и расчетом.

На защиту выносятся следующие научные результаты

1) Физическое объяснение происходящего, подкреплённое расчётами структуры течения.

2) Расчетные результаты влияния теплообмена на сопротивление пластинки.

3) Расчетные результаты влияния теплообмена на коэффициент сопротивления, подъемную силу, продольную устойчивость, аэродинамическое качество профилей П-185-12 и МАСА23-021 при различных вариантах организации теплообмена. Подбор наилучшего варианта для улучшения аэродинамических характеристик профилей.

4) Исследование влияния числа Рейнольдса на аэродинамические характеристики профиля при наличии теплообмена.

5) Расчетные результаты влияния теплообмена на аэродинамические коэффициенты Сх, Су, М2 и аэродинамическое качество прямоугольного крыла с профилем ИАСА23-021.

6) Результат экспериментального исследования обтекания прямоугольного крыла с профилем МАСА23-021 при наличии теплообмена, сравнение его с расчетом и теорией.

Достоверность результатов подтверждается хорошим согласованием полученных численных результатов с аналитическими результатами [30], а также с результатами эксперимента, приведенными в диссертации. Расчетные данные используются в отчете ЦАГИ [46].

Научная ценность работы состоит в получении количественных оценок влияния нагрева и охлаждения поверхности крыла на его аэродинамические характеристики.

Практическая значимость связана с возможностью использования криогенного топлива на самолётах. В этом случае необходимый подогрев топлива перед использованием в двигателях позволит без дополнительных энергетических затрат реализовать охлаждение верхней поверхности крыла и обеспечит увеличение аэродинамического качества компоновки. Обоснование компоновочных схем легкого самолета-криоплана даётся в работах [47,48]. Организация различных способов теплообмена позволяет эффективно смещать поляру ЛА в направлении увеличения максимального аэродинамического качества и улучшения характера обтекания.

Полученные результаты можно использовать также для оценки влияния подогрева лопастей несущего и рулевого винтов вертолета антиобледенительной системой на изменение их аэродинамических характеристик.

Апробация работы. Основные результаты, содержащиеся в диссертации, были доложены на 53-й научной конференции МФТИ (Москва, 2010), семинаре им. С.М. Белоцерковского (Москва, 2011), Международном симпозиуме «Методы дискретных особенностей в задачах математической физики» (Харьков-Херсон, 2011), а также опубликованы в двух номерах Научного вестника МГТУ ГА серия Аэродинамика и прочность (Москва, 2010, 2012), Трудах XV Международного симпозиума «Методы дискретных особенностей в задачах математической физики» и в Трудах МФТИ (2012). Одна статья принята к публикации в Трудах МФТИ.

Личный вклад автора

Определение направления исследований и постановка . задач принадлежат научному руководителю д.т.н. профессору В.В. Вышинскому. Научные консультанты д.ф.-м.н. A.C. Петров и д.т.н. Г.Г. Судаков помогли в изучении теории, освоении расчётных методов и проведении экспериментов. Проведение расчетов, обработка результатов эксперимента, а также объяснение физики происходящего выполнены автором лично.

Объем и структура диссертации

Работа содержит 104 страницы текста, 97 рисунков, 64 наименования источников используемой литературы и состоит из введения, трёх глав, заключения и списка литературы.

Во введении описана актуальность исследуемой проблемы, сформулированы цели и задачи диссертационной работы и кратко изложено содержание ее глав.

В первой главе приведены теоретические основы работы, формулы аэродинамических сил при теплообмене тела с потоком вязкого теплопроводного газа и их изменения при слабом теплообмене по сравнению с адиабатическим обтеканием. На основании результатов численного моделирования и представления структуры течения, а также анализа происходящего в рамках эйлеровского подхода даётся объяснение физики происходящего.

Во второй главе приведены результаты расчетных исследований влияния теплообмена на коэффициенты сопротивления, подъемной силы, продольной устойчивости, аэродинамическое качество пластинки, профилей крыла П-185-12 и NACA23-021 при различных вариантах организации теплообмена. Предложен способ организации теплообмена для улучшения аэродинамических характеристик. Получены оценки влияния числа Рейнольдса на эти параметры.

Проведены расчетные исследования влияния теплообмена на аэродинамические коэффициенты сопротивления Сх, подъёмной силы Су, продольного момента Mz и аэродинамическое качество прямоугольного i крыла с профилем NACА23-021.

В третьей главе приведены результаты экспериментального исследования модели прямоугольного крыла с профилем NACA23-021 в АДТ Т-102 ЦАГИ, выполнено сравнение экспериментов с расчетом и теорией.

В заключении сформулированы основные результаты и выводы по работе.

Результаты работы могут найти применение в случае использования криогенного топлива в гражданских самолетах. Охлаждение с его помощью верхней поверхности крыла и необходимый подогрев топлива перед

96 использованием в двигателе позволит повысить аэродинамическое качество компоновки.

Полученные результаты можно использовать также для оценки влияния подогрева лопастей несущего и рулевого винтов вертолета противо-обледенительной системой на изменение аэродинамических характеристик.

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

В диссертации приведены формулы подъёмной силы и сопротивления плоского тела в потоке вязкого, теплопроводного газа с учетом теплообмене тела со средой.

Результаты расчетных и экспериментальных исследований по влиянию различным образом организованного теплообмена на основные аэродинамические характеристики пластинки, аэродинамического профиля и модели прямоугольного крыла самолета позволяют сделать следующие выводы:

1. Определенным образом организованный теплообмен на верхней и нижней поверхностях профиля и модели крыла может оказать общее положительное влияние на его основные аэродинамические характеристики - сопротивление, несущие свойства, продольную статическую устойчивость и величину максимального аэродинамического качества.

2. Нагрев всей поверхности крыла приводит к уменьшению сопротивления трения, ухудшению несущих свойств, падению аэродинамического качества и уменьшению запаса продольной статической устойчивости.

3. Охлаждение всей поверхности приводит к увеличению сопротивления, увеличению подъемной силы, росту аэродинамического качества и увеличению запаса продольной статической устойчивости.

4. Нагрев только нижней поверхности не меняет несущих свойств, уменьшает сопротивление и увеличивает величину максимального аэродинамического качества практически также, как и охлаждение верхней.

5. Охлаждение только нижней поверхности не меняет несущих свойств, но увеличивает сопротивление и уменьшает величину максимального аэродинамического качества.

6. Нагрев только верхней поверхности уменьшает сопротивление, но приведет к ухудшению всех остальных аэродинамических характеристик (несущих свойств, аэродинамического качества и 1 продольной устойчивости).

7. Охлаждение только верхней поверхности увеличивает несущие свойства, улучшает общий характер обтекания, увеличивает запас продольной устойчивости и максимальное аэродинамическое качество.

8. Наибольшего положительного влияния на величину аэродинамического качества можно добиться с помощью охлаждения верхней «поверхности с одновременным нагревом нижней. При нагреве охлаждении^, поверхностей пластинки на АТ = ±200°С аэродинамическое качество при нулевом угле атаки и числах М» = 0,15, Яе = ЗхЮ5 увеличивается на 0,38 по сравнению с нулевым качеством при адиабатическом обтекании. При нагреве - охлаждении' поверхностей на ЛТ' = ±80оС, максимальное аэродинамическое качество профиля П-185-12 при числе Маха М« = 0,7, числе Рейнольдса Ке = 2,4х106 увеличивается примерно на АК «5, что составляет порядка 10% от начального уровня, а максимальное аэродинамическое качество прямоугольного крыла с профилем МАСА23-021 при охлаждении - нагреве поверхностей на А71 = ±125°С, числе Маха Моо=0Д5, числе Рейнольдса Ке = 1,4х106 увеличивается примерно на АК «1,2, что составляет около 6,5% от начального уровня.

1. Струминский В.В., Лебедев Ю.Б., Фомичев В.М. Влияние градиента температуры вдоль поверхности на протяженность ламинарного пограничного слоя газа // ДАН СССР. 1986. Т. 289, № 4.

2. Струминский В.В., Довгаль A.B., Лебедев Ю.Б., Левченко В.Я., Тимофеев В.А., Фомичев В.М. Теоретическое и экспериментальное исследование устойчивости пограничного слоя при неравномерном нагреве поверхности // ИТПМ СО РАН СССР. 1987. Препринт № 3-87.

3. Лутовинов В.М. Численное решение задач гидродинамической устойчивости // Труды ЦАГИ, 1975. Вып. 1654.

4. Лутовинов В. М. К решению задач гидродинамической устойчивости // Труды ЦАГИ, 1982. Вып. 2151.

5. Алексеев М. А., Струминский В.В., Федоров Л.П. Ламинаризация обтекания крыла как средство увеличения дальности полета сверхзвуковых самолетов // Труды ЦАГИ, 1970. Вып. 1553.

6. Дмитриев В.Г. Определение расхода топлива на отсасывание пограничного слоя* с поверхности крыла транспортного самолета // Труды ЦАГИ, 1974. Вып. 1615.

7. Joseph D. D. Eigenvalue bounds for the Orr-Sommerfeld equation. Part 2 // J. Fl. Mech. 1969. V. 36. Part 4.

8. Казаков A.B., Коган M.H., Купарев В.А. О повышении устойчивости течений при нагреве поверхности вблизи передней кромки // ДАН СССР. 1985. Т. 283. № 2.

9. Микеладзе В.Г., Боксер В.Д., Киселев А. Ф. Снижение сопротивления трения за счет ламинаризации обтекания // «Полет» ЦАГИ, 1998.

10. Joslin R.D. Aircraft laminar flow control // Annu. Rev. Fluid Mech. 1998. V.30.

11. Бирюков В.И., Боксер В.Д., Микеладзе В.Г., Шаповалов Г.К. О некоторых методах экспериментального исследования ламинарно-турбулентного перехода при околозвуковых скоростях // Изв. РАН. МЖГ. 1997. № 6.

12. Sinclair D. W. A comparison of transition Reynolds number measured in a wind tunnel and in flight. Boundary Laer Stability and Transition to Turbulence. N. Y.: 1991. ASME. FED. V. 114.

13. Turn in A. M, Aizatulin L. Instability and Receptivity of Laminar Wall Jets //Theoretical and Computational Fluid Dynamics. 1997. V.9.

14. Лутовинов B.M., Бабич O.B., Болберова Т.А., Ефимов Е.С, Смирнов Г.В. Управление переходом за турбулизатором посредством нагревания участков поверхности пластины // ВИМИ. 1992. Д 08481.

15. Казаков А.В., Коган М.Н., Купарев В.А. Затягивание ламинарно-турбулентного перехода с помощью интенсивного локального нагрева поверхности« вблизи передней кромки // Теплофизика высоких температур; 1996. Т. 34. № 1.

16. Филиппов В. М. Влияние нагрева носовой части пластины на развитие пограничного слоя // Изв. РАН. МЖГ. 2002. № 1.

17. Лутовинов В.М. Некоторые методы управления ламинарно-турбулентным переходом // Под ред. С. Я. Герценштейна / Математическая международная конференция, Москва, 2002.

18. Лутовинов В.М. Задачи и методы ламинаризации при дозвуковых скоростях // Труды ЦАГИ, 2004. Вып. 2665. С. 1-27.

19. Корж С.К, Юрьев А. С. Влияние подвода тепловой энергии на параметры сопротивления профиля в трансзвуковом потоке идеального газа // Ученые записки ЦАГИ, 1995. № 3-4.

20. Аулъченко С.М., Замураев В.П., Калинина А.П. Управление трансзвуковым обтеканием крыловых профилей посредством периодического импульсного локального подвода энергии // ИФЖ. 2003. Т. 76. №4. С. 14.

21. Стародубцев М.А. Управление сверхзвуковым и трансзвуковым обтеканием тел с помощью локального теплоподвода и мини-щитков: Автореферат. Жуковский, 2006. С. 11-23.

22. Петров. A.C. Сопротивление тела в потоке вязкого теплопроводного газа // Тезисы докл. 5-й всесоюзн. шк.семинара. Красноярск, 1990. С. 257-260.

23. Петров. A.C. Влияние теплообмена на несущие свойства,крыла1 конечного ¡размаха при дозвуковых скоростях // Ученые записки ЦАРИ; 2012. Т. 43, № 1.С. 48-62.

24. Петров. A.C. О полном, сопротивлении тела в потоке вязкого, теплопроводного газа // Ученые записки«ЦАГИ, 1991. Т. 22, № 2. С. 57-65.

25. Петров. A.C. Термодинамическая эффективность уменьшения волнового сопротивления с помощью подвода тепловой энергии в местную сверхзвуковую зону профиля // Ученые записки ЦАГИ, 2008. Т.39. № 3.

26. Петров A.C. Влияние реальных свойств газа на суммарные аэродинамические силы при дозвуковых скоростях потока //Теплофизика и аэромеханика, т.11, №1, 2004, стр. 33-50.

27. Петров A.C. Теория аэродинамических сил при дозвуковых скоростях. Учебное пособие. М.:МФТИ, 2007.

28. Ландау JI.Д., Лифшиц Е.М. Теоретическая физика. T. VI. Гидродинамика. М.: "Наука", 1988. -736 с.

29. БэтчелорДж. Введение в-динамику жидкости. М.: "Мир", 1973. 758 с.

30. ЛамбГ. Гидродинамика. M.-JL: Гостехиздат, 1947.

31. Вышинский В.В. Краевые задачи вычислительной аэрогидромеханики. Часть 1. Потенциальные и вихревые течения. Московский физико-технический институт. Москва 2007. 224 с.

32. Вышинский В.В. Краевые задачи вычислительной аэрогидромеханики. Часть 2. Течения вязкого газа и турбулентные течения. Московский физико-технический институт. Москва 2009. — 176 с.

33. Фрост У., Моулден Т. Турбулентность. Принципы и применения. М.: "Мир", 1980. -535 с.

34. Брэдшоу П. Турбулентность. М.: "Машиностроение", 1980.

35. Рейнольде А. Дж. Турбулентные течения в инженерных приложениях. М.: "Энергия", 1979.

36. WilcoxD.C. Turbulence Modeling for CFD.DCW Industries, California, 1998. -557 p.

37. Вышинский B.B., Судаков Г.Г. Вихревой* след самолета в турбулентной атмосфере (физические и математические модели). — М.: Издательство ЦАГИ, 2005. 156 с.

38. Чжен П. Отрывные течения. Том 1. М.: "Мир", 1972. -300 с. Том 2. М.: "Мир", 1973. -280 с. Том 3. М.: "Мир", 1973. -333 с.

39. Берс Л. Математические вопросы дозвуковой и околозвуковой газовой динамики. М.: "Изд. иностр. лит." 1961. -208 с.

40. Перш Дж. Теоретическое исследование турбулентного пограничного слоя с теплообменом при сверхзвуковых и больших сверхзвуковых скоростях потока // Техн. перевод БНИ ЦАГИ, 1982, № 9660.

41. Вышинский В.В. Влияние числа Рейнольдса и положения точки перехода на околозвуковое безотрывное обтекание тела вращения. Ученые записки ЦАГИ, 1983, т. 14, № 4, с. 99-104.

42. Вышинский B.B. Влияние степени турбулентности набегающего потока и шероховатости поверхности на положение и протяженность области перехода пограничного слоя на крыле и фюзеляже. Труды ЦАГИ, 1994, вып. 2560, с. 1-28.

43. Петров A.C., Судаков Г.Г., Судаков В.Г. Расчетные' исследования применения локального теплообмена на крыле, как средства повышения аэродинамического совершенства гражданских самолетов. Отчет ЦАГИ, Инв. № 11860, 2011.

44. Михайлов Ю.С., Петров A.B. Проблемы формирования аэродинамических компоновок самолетов-криопланов // НАУЧНЫЙ ВЕСТНИК МГТУ ГА, № 175(1), М. 2012 с. 70-77.

45. Михайлов Ю.С., Петров A.B. Черноусое В.И. Концептуальное проектирование легкого транспортного самолета-криоплана // НАУЧНЫЙ1 ВЕСТНИК МГТУ ГА, № 175(1), М.' 2012 с. 47 54.

46. Вышинский В.В., Судаков Г.Г. Применение численных методов в задачах аэродинамического проектирования. М.: Издательство ЦАГИ, 2007. "— 142 С.

47. ПоттерД. Вычислительные методы в физике. М.: "Мир!', 1975. -392 с.

48. Роуч П. Вычислительная гидродинамика. М.: "Мир", 1980: -616 с.

49. Лаврентьев' MtÄ., Шабат Б.В. Проблемы гидродинамики w их математические модели. М.: "Наука", 1977. -420 с.

50. Белоцерковский О.М. Численное моделирование в механике сплошных-сред. М.: "Наука", 1984. -520 с.

51. Судаков Г.Г. Расчет отрывного. течения, около тонкого треугольного, крыла малого удлинения // Ученые записки ЦАРИ, 1974. Т. V, № 2.

52. Воеводин A.B., Судаков Г.Г. Метод расчета аэродинамических характеристик отрывного обтекания летательного аппарата дозвуковым потоком газа // Ученые записки ЦАГИ, 1992. Т. 23, № 3.

53. Вышинский В.В. Метод расчета околозвукового безотрывного обтекания тел вращения с учетом вязкости. Труды ЦАГИ 1981, вып. 2109.

54. Владимирова Н.А., Вышинский В.В., Щекин Г.А. Метод расчета безотрывного околозвукового обтекания стреловидных крыльев с учетом влияния вязкости. Ученые записки ЦАГИ, 1988, т. 19, № 1, с. 22-30.

55. Ву Тхань Чунг. Аэродинамические характеристики профиля крыла с учетом теплообмена с потоком вязкого, сжимаемого газа при дозвуковых скоростях // Труды 53-й научной конференции МФТИ, часть VI -Аэромеханика и летательная техника, М. 2010 с. 83-85.

56. Вышинский В.В., Петров А.С., Ву Тхань Чунг. Аэродинамические характеристики профиля крыла с учетом теплообмена с потоком вязкого, сжимаемого газа при дозвуковых скоростях // НАУЧНЫЙ ВЕСТНИК МГТУ ГА, № 151(1), М. 2010 с. 6- 11.

57. Ву Тхань Чунг. Расчетные и экспериментальные исследования влияния теплообмена на аэродинамические1 характеристики модели прямоугольного крыла с температурой поверхности выше равновесной // НАУЧНЫЙ ВЕСТНИК МГТУ ГА, № 177(3), М.- 2012 с. 119 124.

58. Ву Тхань Чунг, Вышинский В.В., Данг Нгок Тхань. Исследование влияния теплообмена на аэродинамические характеристики модели прямоугольного крыла при дозвуковых скоростях // Труды МФТИ, Том 4, № 2, М. 2012 с. 148153.

59. Бычков И.М., Ву Тхань Чунг. Расчетно-экспериментальные исследования течения* в полости // Труды 49-й научной конференции МФТИ, часть VI -Физические проблемы аэромеханики и авиационной экологии, М. 2010 с. 99102.

60. Ву Тхань Чунг. Влияние границ потока на отрывное обтекание модели // Труды 49-й научной конференции МФТИ, часть VI — Физические проблемы аэромеханики и авиационной экологии, М. 2010 с. 96-99.