автореферат диссертации по авиационной и ракетно-космической технике, 05.07.01, диссертация на тему:Управление отрывно-вихревой структурой обтекания маневренного самолета на больших углах атаки для улучшения его аэродинамических характеристик

На правах рукописи

%

Тарасов Андрей Леонидович

УПРАВЛЕНИЕ ОТРЫВНО-ВИХРЕВОЙ СТРУКТУРОЙ ОБТЕКАНИЯ МАНЕВРЕННОГО САМОЛЕТА НА БОЛЬШИХ УГЛАХ АТАКИ ДЛЯ УЛУЧШЕНИЯ ЕГО АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК

Специальность: 05.07.01 - Аэродинамика и процессы теплообмена летательных аппаратов

АВТОРЕФЕРАТ

диссертации на соискание ученой степени кандидата технических наук

1 4 ОКТ 2015

005563391

Воронеж - 2015

005563381

Работа выполнена на кафедре аэродинамики и безопасности полета Военного учебно-научного центра Военно-воздушных сил «Военно-воздушная академия имени профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина» (г. Воронеж).

Научный руководитель: ГОЛОВНЕВ Александр Викторович,

кандидат технических наук, доцент, Военный учебно-научный центр Военно-воздушных сил «Военно-воздушная академия имени профессора Н.Е. Жуковского и Ю.А. Гагарина» (г. Воронеж)

Официальные оппоненты: СЕТУХА Алексей Викторович,

доктор физико-математических наук, профессор, Московский государственный университет имени М.В. Ломоносова, Научно-исследовательский вычислительный центр, ведущий научный сотрудник

ПОПОВ Сергей Александрович, кандидат физико-математических наук, доцент, Московский авиационный институт (национальный исследовательский университет), доцент кафедры «Аэродинамика летательных аппаратов»

Ведущая организация: ОАО «ОКБ им. A.C. Яковлева»

Защита состоится «ЗВ » уиа^зч 2015 г. в ¡Ч^на заседании диссертационного совета Д 403.004.01 при ФГУП «ЦАГИ» по адресу: 140180, г. Жуковский, М.О., ул. Жуковского, 1.

С диссертацией можно ознакомиться в библиотеке ЦАГИ и на сайте www.tsagi.ru.

Автореферат разослан «05"» рилсЗ^.Л 20 Ii г.

Ученый секретарь диссертационного совета д. ф.-м. н, доцент

Брутян Мурад Абрамович

ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА РАБОТЫ

Актуальность темы исследования.

Расширение диапазона высот и скоростей полета, большое разнообразие решаемых задач, существенное изменение условий боевого применения коренным образом изменили внешний облик современных самолетов. Одним из проявлений научно-технического прогресса в военной авиации явилось создание маневренных самолетов, характерными особенностями аэродинамической компоновки которых являются крыло сложной формы в плане, объединение крыла, оперения, фюзеляжа и силовой установки в единую (интегральную) схему, использование эффективной механизации крыла.

Применение наплыва крыла в аэродинамической компоновке обеспечивает высокие несущие свойства и аэродинамическое качество самолета в области больших углов атаки, играет стабилизирующую роль в обеспечении необходимых аэродинамических характеристик как на дозвуковых, так и на транс- и сверхзвуковых скоростях полета. Вместе с тем, вихри с корневых наплывов оказывают неблагоприятное влияние на моментные характеристики самолета, особенно на больших углах атаки и скольжении: резко уменьшаются по абсолютной величине и даже меняют знак частные производные коэффициентов моментов крена и рыскания по углу скольжения (/«[! и т^). Наиболее неблагоприятным является изменение производной т^, приводящее к потере путевой

устойчивости самолета.

Другой характерной особенностью аэродинамики современных маневренных самолетов является возникновение на больших углах атаки значительных по величине асимметричных аэродинамических моментов крена и рыскания, причиной которых является асимметризация вихревых жгутов, сходящих с головной части и наплывов, а также несимметричный отрыв потока с поверхности крыла самолета. Асимметрия в обтекании даже при нулевом угле скольжения может приводить к образованию значительных боковых моментов, значения которых на разных углах атаки могут существенно изменяться вплоть до смены направления действия. Асимметричные моменты на больших углах атаки могут стать причиной сваливания самолета.

Одним из характерных последствий срыва потока с поверхности летательного аппарата, а также причиной, ограничивающей маневренность самолетов на средних и больших углах атаки, является возникновение аэродинамической тряски, то есть вибрации конструкции под действием нестационарных аэродинамических нагрузок. Изменение аэродинамических нагрузок вызывается отделением вихрей от поверхности крыла, разрушением вихревых структур и

т.д. Обеспечение допустимого уровня аэродинамической тряски, который не ограничивает летчику пилотирование самолета во всей эксплуатационной области углов атаки, является важной научной задачей проектирования и создания маневренного самолета.

Освоение в последние годы авиацией больших углов атаки делает актуальной задачу управления отрывно-вихревой структурой обтекания маневренных самолетов с целью улучшения их аэродинамических характеристик.

Известные способы воздействия на отрывно-вихревую структуру обтекания самолетов можно разделить на следующие группы: локальной вариации геометрии самолета в окрестности зарождения вихревых жгутов, к которой относится выбор формы, размеров и положения наплывов крыла и органов стабилизации самолета (Курочкин Л.А., Калашников C.B., Кудрявцев P.A., Онько-ва Л.Н., Песецкий В.А.), использование механизации крыла, а так же вихреге-нераторов, изменяющих в нужном направлении структуру обтекания самолета (Головатюк Г.И., Тетерюков Я.И., Brandon J.M., Cobleigh B.R., Croom M.A., Ericsson G.E., Tamrat B.E.); симметризации областей «взрывов» вихревых жгутов за счет выдува турбулентных струй (Вождаев Е.С., Головкин В.А., Головкин М.А., Горбань В.П., Ефремов A.A., Головкина Е.В., Сардановский С.Ю.); управление с помощью электрического разряда (Фомин В.М., Маслов A.A., За-нин Б.Ю., Козлов В.В., Сидоренко A.A., Фомичев В.П., Постников Б.В., Будов-ский А.Д.); акустическое управление отрывом (Горев В.Н., Жигулев C.B., За-нин Б.Ю., Каравосов Р.К., Козлов В.В., Маврин О.В., Попов С.А., Прозоров А.Г., Федоров Ф.В., Collins F.G., Zelenevitz J.); управление отрывом с помощью точечных источников возмущения (Занин Б.Ю., Козлов В.В., Зверков И.Д., Павленко A.M.).

В работе как способ управления отрывно-вихревой структурой обтекания самолетов на больших углах атаки рассматривается дифференциальная настройка углов отклонения секций носков крыла: малые углы отклонения концевых секций и большие - корневых (рисунок 1).

Рисунок 1 - Компоновочная схема исследуемого самолета (корневые и концевые секции носков крыла отклонены на разные углы)

Данный способ в настоящее время не используется в силу недостаточной изученности, хотя на некоторых самолетах конструктивно предусмотрена возможность дифференциального отклонения секций носков крыла.

Исходя из выше сказанного, находим противоречие между возможностью управления отрывно-вихревой структурой обтекания самолетов на больших углах атаки за счет дифференциального отклонения секций носков крыла с целью улучшения их аэродинамических характеристик и нереализованностью данного способа в силу недостаточной изученности.

Данное противоречие определяет постановку научной задачи: провести комплексное исследование влияния дифференциального отклонения секций носков крыла на аэродинамические характеристики маневренного самолета на больших углах атаки.

Объект исследования - аэродинамические характеристики маневренного самолета.

Предмет исследования - аэродинамические характеристики маневренного самолета в различных конфигурациях секций носков крыла на больших углах атаки.

Цель исследования - предложить рекомендации по использованию дифференциального отклонения секций носков крыла исследуемого самолета для управления отрывно-вихревой структурой обтекания, позволяющие улучшить его маневренные характеристики.

Задачи исследования:

1. Проанализировать существующие способы управления отрывно-вихревой структурой обтекания самолетов.

2. Выбрать расчетный метод, позволяющий с высокой точностью определять значения аэродинамических сил и моментов, действующих на самолет на больших углах атаки. Исследовать применимость выбранного метода к расчету боковых асимметричных моментов в модельной задаче обтекания конуса под углом атаки.

3. Рассчитать и проанализировать полученные значения боковых асимметричных моментов, продольные и боковые аэродинамические характеристики маневренного самолета в реализованной и дифференциально-отклоненной конфигурациях секций носков крыла.

4. Оценить влияние предлагаемого способа управления отрывно-вихревой структурой обтекания самолета на его маневренные характеристики.

Научную новизну исследования составляют:

1. В вычислительном эксперименте с помощью вихреразрешающего расчетного метода исследован механизм влияния дифференциального отклонения секций носков крыла на боковую статическую устойчивость маневренного са-

молета в широком диапазоне углов скольжения на больших углах атаки, а также на его продольные аэродинамические характеристики.

2. В вычислительном эксперименте с помощью вихреразрешающего расчетного метода исследован механизм влияния дифференциального отклонения секций носков крыла на значения асимметричных моментов крена и рыскания маневренного самолета на больших углах атаки.

3. В вычислительном эксперименте с помощью вихреразрешающего расчетного метода исследовано влияние дифференциального отклонения секций носков крыла на уровень и частотный спектр пульсаций отрывно-вихревой структуры обтекания маневренного самолета на больших углах атаки.

4. Определена возможность улучшения маневренных характеристик исследуемого самолета при использовании программы управления носками крыла с дифференциальным отклонением секций.

Научные результаты, выносимые на защиту:

1. Выявленные закономерности и механизм влияния дифференциального отклонения носков крыла на статическую устойчивость самолета по крену и рысканию на больших углах атаки, а также на его продольные аэродинамические характеристики.

2. Выявленные закономерности и механизм влияния дифференциального отклонения носков крыла на осредненные и пульсационные составляющие боковых асимметричных моментов маневренного самолета на больших углах атаки.

3. Программа управления носками крыла самолета, позволяющая улучшить его маневренные характеристики.

Теоретическое значение исследования:

1. Предложена методика комплексной оценки аэродинамических характеристик самолетов на больших углах атаки.

2. Выявлен механизм влияния дифференциального отклонения секций носков крыла на аэродинамические характеристики самолета.

3. Предложен подход к оценке аэродинамической асимметрии самолетов на больших углах атаки.

Практическая значимость исследования. Реализация предложенной программы управления носками крыла в вычислительном устройстве блока управления носками крыла системы автоматического управления самолетом Як-130 позволит увеличить допустимый угол атаки самолета и повысить его устойчивость при выполнении боевого маневрирования. Отработанная методика позволяет сократить количество летных экспериментов.

Основные методы исследования: численный эксперимент, анализ, методы статистической обработки результатов эксперимента.

Достоверность полученных результатов обосновывается использованием

хорошо отлаженного программного кода ANSYS Fluent, верификация которого осуществлялась сопоставлением получаемых в расчетах результатов с данными теории и экспериментов для ряда модельных и тестовых задач. Параметры расчетной схемы подбирались при проведении предварительных методических расчетов, результаты которых сравнивались с данными эксперимента.

Апробация результатов. Основные результаты работы докладывались и обсуждались на Международной молодежной научной конференции «XXXIX Гагаринские чтения» (МАТИ, г. Москва, 2013); Всероссийской научно-практической конференции «Академические жуковские чтения» (ВУНЦ ВВС «ВВА», г.Воронеж, 2014); Международном авиационно-космическом научно-гуманитарном семинаре имени С.М. Белоцерковского (Научно-мемориальный музей Н.Е. Жуковского ЦАГИ, г. Москва, 2013, 2015).

Реализация результатов. Полученные в работе результаты:

использованы в отчетах НИР «Инвариант» и «Характеристики УБС», выполненных в ВУНЦ ВВС «ВВА»;

внедрены в учебный процесс подготовки инженеров по специальности «Техническая эксплуатация и восстановление боевых летательных аппаратов и двигателей» на кафедре аэродинамики и безопасности полета ВУНЦ ВВС «ВВА» (г. Воронеж).

Публикации. Основные результаты диссертации опубликованы в 11 печатных работах из них: 3 статьи в журналах из перечня, рекомендованного ВАК РФ.

Структура и объем диссертации.

Диссертация состоит: из введения, 4 глав, заключения и списка использованных источников. Список источников содержит 108 наименований, в том числе 74 отечественных и 34 зарубежных изданий. Объем работы составляет 115 страниц, в том числе 73 страницы машинописного текста, 79 рисунков, 4 таблицы.

ОСНОВНОЕ СОДЕРЖАНИЕ РАБОТЫ

Во введении обосновывается актуальность научной задачи, сформулирована цель и определены задачи, которые необходимо решить в процессе диссертационного исследования. Отражена научная новизна диссертационной работы, а также определена ее теоретическая и практическая значимость. Определены объект, предмет и методы исследования. Выделены основные положения, выносимые на защиту.

В первой главе анализируются причины потери боковой статической устойчивости и существующие способы управления отрывно-вихревой структу-

рой обтекания маневренных самолетов на больших углах атаки с целью улучшения их аэродинамических характеристик.

В работе исследования проводились для самолета, аэродинамическая компоновка которого представлена на рисунке 1. Его отличительной особенностью является высокая маневренность, реализованная благодаря применению интегральной схемы планера и корневых наплывов крыла. Механизация передней кромки крыла включает двухсекционные отклоняемые носки, которые, в соответствии с реализованной программой управления в зависимости от угла атаки, занимают три фиксированных положения: 0, -20° и -27°. Носки отклоняются как одно целое, но имеется возможность дифференциального отклонения секций.

Во второй главе показано, что эксперименты с моделями самолетов в аэродинамических трубах не позволяют точно определять количественные значения боковых асимметричных моментов, в связи с чем, для исследований предлагается использовать расчетные методы. Дана общая характеристика существующих подходов к численному моделированию турбулентных течений. Приведена их классификация на основе степени детальности разрешения турбулентных пульсаций и их энергетического спектра.

Показано, что в настоящее время в расчетной практике доминирует полуэмпирическая теория турбулентности, основанная на решении осредненных по Рейнольдсу уравнений Навье-Стокса (Reynolds-averaged Navier-Stokes, RANS) и, что данный подход не позволяет адекватно моделировать течение в случаях, когда суть явления составляют крупномасштабные вихревые структуры. Подобная ситуация имеет место при моделировании обтекания самолета на больших углах атаки, когда на его отдельных частях возникают области отрыва потока приводящие к качественному изменению картины обтекания.

В работе для моделирования обтекания самолета на больших углах атаки использован метод моделирования отсоединенных вихрей (Detached Eddy Simulation, DES). DES потенциально способен обеспечить не только повышение точности предсказания интегральных (осредненных) характеристик, но и получение качественно новой информации о вихревой структуре течения и нестационарных силовых нагрузках, действующих на элементы конструкции самолета. Данный метод реализуется заменой линейного масштаба в RANS модели турбулентности lRAVS на гибридный масштаб:

lDES=vmn{lRÀNS,CDESh), (1)

где CDES - константа модели, a I = CDESД - подсеточный масштаб.

В результате, в областях потока, в которых используемая сетка является слишком грубой, то есть где CDESA > t» DES функционирует как RANS, а в

областях с достаточно мелкой сеткой, то есть при CDESA < — как подсе-точная модель метода моделирования крупных вихрей (Large Eddy Simulation, LES). При этом достигается сочетание лучших качеств обоих подходов - высокая точность и экономичность уравнений Рейнольдса в области присоединенного пограничного слоя и универсальность LES в отрывной зоне. Так же важной особенностью DES является то, что с учетом сильной анизотропии сеток, используемых в области пристеночного пограничного слоя, в нем, в качестве характерного размера «фильтра», используется максимальный из трех шагов сетки: Д = тах(Дл:, \у, Д.).

В работе использовалась одна из модификаций DES - Delayed DES (DDES), в которой гибридный масштаб определяется соотношением:

Iddes - Irans ~ fd max (О» {Irans ~ Q>£S^))> (2)

где fd - эмпирическая функция.

DDES позволяет избежать переключение DES из режима RANS в LES внутри пограничного слоя, что может произойти при уменьшении шага сетки в направлении касательном к обтекаемой поверхности, с целью более точного сеточного разрешения обтекаемого тела.

Из соотношения (2) следует, что при fd = О DDES, независимо от размеров сетки, функционирует как RANS, а при fd= 1 - переходит в стандартную DES, поскольку в этом случае:

^DDEs = Irans ~ fd max (О, (l^s ~ CD£SA)) = min , CdesA) s lDES. (3)

На рисунке 2 представлены, построенные по результатам расчетов RANS и DES методами, зависимости rri')x и т''у исследуемого самолета от угла атаки в сравнении с экспериментом. Видно, что на больших углах атаки DES обеспечивает более точные результаты.

О 5 10 15 20 25 30 35 40 0 5 10 15 20 25 30 35 40

Рисунок 2 - Боковые характеристики исследуемого самолета, рассчитанные ЛЛЛ'З и ОЛЖ-методами, в сравнении с экспериментом

На рисунке 3 представлены мгновенные изоповерхности Q-критерия, полученные при моделировании обтекания самолета на угле атаки 28 градусов RANS и ¿ЖУ-методами. В отличие от RANS, где по рассчитанным изоповерхно-стям можно наблюдать только когерентные вихревые структуры, DES способен воспроизводить детали течения с гораздо меньшим пространственным масштабом.

RANS DES

Рисунок 3 - Мгновенные изоповерхности ^-критерия (660 с"2), полученные при моделировании обтекания самолета на угле атаки 28 градусов

Для исследования применимости DES реализованного в программном коде ANSYS Fluent 14,5 (лицензия ВУНЦ ВВС «ВВА» № 1022486), в котором производились расчеты, к моделированию аэродинамической асимметрии самолета, рассмотрена модельная задача обтекания конуса установленного под углом атаки. Эксперименты (Фомин В.М. Управление вихревым обтеканием конуса при помощи электрического разряда // Аэромеханика и газовая динамика. 2003. № 4. С. 46-52) показали, что в диапазоне скоростей потока К, =10-15 м/с вихри над конусом расположены симметрично, если угол атаки а не превышает 15 градусов, рисунок 4а. С увеличением а до 20 градусов вихревая картина трансформируется в несимметричную, рисунок 46.

а)а = 15°, К. =10 м/с; б)а = 20°, К. =10 м/с

Рисунок 4 - Полученная в эксперименте вихревая структура над моделью конуса

Расчеты проводились для утла атаки конуса а = 25° и скорости потока Vœ =10 м/с 0£5-методом на основе моделей турбулентности SST (DES SST) и SA (DES SA). Для визуализации и анализа структуры обтекания использовались

изоповерхности 0-критерия и поля давлений в сечениях конуса, представленные на рисунке 5.

Рисунок 5 - Мгновенные изоповерхность £>критерия (210 с" ) и поле давления в сечении конуса (DES SST)

Полученные в расчетах DES SST и DES SA осредненные по времени кривые распределения коэффициента давления ср в сечении конуса, в сравнении с

экспериментом представлены на рисунке 6а.

Основной причиной положительного значения коэффициента боковой силы сга в данном случае является несимметрия расчетной сетки. Очевидно, что должно существовать и зеркально симметричное решение с равной по модулю боковой силой противоположного знака - случай 2. Для коэффициентов подъемной и боковой сил должны выполняться соотношения:

СуЛ а)=^2(а), (4)

сгв|(«) = -сг(,2(а). (5)

Для получения решения, соответствующего случаю 2, было произведено моделирование обтекания конуса при тех же внешних условиях, но на другой, заново построенной, расчетной сетке. На рисунке 66 представлены, полученные в расчетах на различных сетках, значения коэффициента давления на поверхности конуса в первом (DES SST 1) и втором (DES SST 2) случаях, ср

Ср

\ / /

\ /

\ <" 0 1 0 240 31 0 j 36

v\ II

\\ II я

\ П"^ / 1

-эксперимент--DESSST —DES SA

а)

б)

Рисунок 6 - Полученные в расчетах осредненные значения коэффициента давления на поверхности конуса, в сравнении с экспериментом

Для моделирования обтекания самолета в рамках DES использовалась структурированная расчетная сетка с количеством ячеек 12-Ю6, представленная на рисунке 7, параметры которой были выбраны на основании исследований сеточной сходимости.

ER DR

Область невозмущенного потока

Область выноса сформированных структур

RR

ЕК

Область решения уравнений Рейнольдса рде Область моделирования крупных вихрей

Расчетная сетка в сечении крыла

Расчетная сетка на поверхности самолета

Значение параметра у* на поверхности самолета

Рисунок 7 - Расчетная сетка для DSS-моделирования обтекания самолета

В зоне FR (области LES) ячейки имеют кубическую форму, шаг сетки достаточен для разрешения энергонесущих вихрей (А^ = А = А, =0,05 м). На поверхности самолета, в зоне RR, за счет сеточного разрешения пограничного слоя (высота пристеночного слоя ячеек А,, =5-10 6 м) значение относительного

расстояния до стенки (/*") было обеспечено около 1. Расчеты проводились с шагом по времени At = 0,005 с, выбранным на основе проведенных исследований и обеспечивающим сходимость получаемых выборок значений по амплитудам и фазам. Верификация расчетной модели проводилась в продольном и боковом каналах для углов атаки 0-40 градусов с интервалом Да = 2° и числа M = 0,2.

На рисунке 8 представлена полученная в расчетах выборка значений коэффициента момента рыскания ту самолета на угле атаки 28 градусов при отсутствии скольжения в зависимости от времени расчета /.

Рисунок 8 -Значения коэффициента момента рыскания самолета на угле атаки 28 градусов при отсутствии скольжения в зависимости от времени расчета

Из рисунка видно, что зависимость ту{{) является нестационарной. Поскольку все элементы выборки распределены по нормальному закону, то ос-редненные значения коэффициентов асимметричных моментов крена тх0 и

1 г /+772

= — тЖ,

Т 1 1-Г/2 -

(6)

рыскания тг0 определяются соотношениями:

1 г1+772 - 1

и Т 1 г—772 1 Т J 1-ТИ

где тх и ту - мгновенные значения коэффициентов моментов крена и рыскания самолета, Т - период осреднения.

Одной из причин, ограничивающих маневренность самолета на больших углах атаки, является аэродинамическая тряска, вызывающаяся отрывом потока от верхней поверхности крыла, разрушением вихревых структур и т.д. Интенсивность тряски определяется уровнем и частотным спектром пульсаций статического давления, характеризующих динамическое нагружение самолета.

Для оценки уровня пульсационных нагрузок на поверхность самолета введено понятие пульсационных значений коэффициентов асимметричных моментов крена тхй' и рыскания т а' самолета, определяемых как стандартное выборочное отклонение полученной выборки:

где п - объем выборки в периоде Т.

Для определения потребного Т проведены исследования, по результатам которых был. сделан вывод о том, что время сбора данных должно быть таким, за которое поток проходит расчетную область не менее пяти раз.

В третьей главе представлены результаты расчета аэродинамических характеристик маневренного самолета в различных конфигурациях секций носков крыла в диапазоне углов атаки 26 — 34 градусов. На рисунке 9 показаны осред-ненные значения коэффициентов асимметричных боковых моментов самолета при отклонении носков на угол 5Н =-27°, в соответствии с реализованной программой управления (конфигурация А). Предлагается отклонять носки дифференциально: корневые секции на угол 8Нкорн =—27", а концевые - 5Нконц = 0

(конфигурация Б). На рисунке 10, в виде диапазона возможных значений, представлены пульсационные составляющие коэффициентов асимметричных боковых моментов исследуемого самолета в конфигурациях А и Б.

Анализ рисунков показывает, что отклонение носков в конфигурацию Б позволяет уменьшить тхй в 2 раза во всем рассмотренном диапазоне углов атаки, т 0 в 1,5 раза при а а 26° и в 6 раз при а в диапазоне от 28 до 34 градусов, тх0' и ту0'в 1,3 - 1,6 раз до а~30°. Значение тх0' в конфигурации А на угле атаки самолета 26 градусов соответствуют значению тх0' в конфигурации Б на угле атаки 30 градусов, а т 0' — 29 градусов. Причиной уменьшения значений осредненной и пульсационной составляющих асимметричных боковых моментов является то, что вследствие принудительной фиксации отрыва потока с концевых секций по их передней кромке выравнивается воздействие аэродинамической нагрузки на участки крыла расположенные на большом плече от оси Ох самолета. Данный механизм иллюстрируют рисунок 11. Значения тх0 и ту0,

показанные на рисунке, соответствуют представленной мгновенной картине распределения давления.

0.0025 0,002 0.0015 0.001 0.0005

о

тх0

____ Конфигурация А

«.град

Конфигурация \

Рисунок 9 - Осредненные значения коэффициентов асимметричных боковых моментов самолета в различных конфигурациях отклонения секций носков крыла в зависимости от угла атаки

-0,015 -0,01 -0,005 0 0.005 0,01 0,015 -0.02 -0.01 0 0,01 0,02

Рисунок 10 - Осредненные и пульсанионные значения коэффициентов асимметричных боковых моментов самолета в различных конфигурациях секций носков крыла в зависимости от угла атаки

тм = 0,0065, ту0 = 0,0008 тх0 = 0,0004, ту0 = -0,0038

Конфигурация А Конфигурация Б

Рисунок 11 — Мгновенное поле давления на поверхности самолета в различных конфигурациях секций носков крыла на угле атаки 28 градусов

а.грац

Конфигурация Б

Отклонение носков крыла самолета в конфигурацию Б при углах атаки более 31 градуса приводит к увеличению значений тх0' и т 0'.

Для анализа спектров колебаний использовалось непрерывное вейвлет-преобразование, производимое путем свертки анализируемой функции /(?) с двухпараметрической вейвлет-функцией \уа ь(?).

Wf(a,Ъ) = \a\V2] (8)

где вейвлеты уаЬ(0 являются масштабированными и сдвинутыми копиями материнского вейвлета . Переменная а определяет масштаб вейвлета и является аналогом частоты Фурье. Переменная Ъ определяет величину сдвига вейвлета. Для каждой пары а и Ь функция РГг(а,Ь) определяет амплитуду соответствующего вейвлета. В работе в качестве базисной функции был выбран МНАТ-вейвлет.

Конфигурация Б

Рисунок 12 - Вейвлет-спектры коэффициентов асимметричного момента крена самолета в различных конфигурациях секций носков крыла на угле атаки 26 градусов

На рисунке 12 в виде проекции на плоскость масштаб-время с изолиниями представлены вейвлет-спектры колебаний коэффициентов асимметричных моментов крена самолета в конфигурациях А и Б на угле атаки 26 градусов. Каждому значению масштаба соответствует линия вейвлет-коэффициентов. Выборке в 1000 отсчетов соответствует время 5 секунд.

\У(а,Ь)

Линия вейвлет-коэффициентов а=30 (частота 1,667 Гц)

Конфигурация А

\У(а,Ь)

Линия веиптет-коэффицингтоо а=30 (частота 1,667 Гц)

Анализ вейвлет-спектров показывает, что отклонение носков крыла самолета в конфигурацию Б позволяет уменьшить амплитуды низкочастотных составляющих колебаний (0,5 — 3 Гц).

Таким образом, дифференциальное отклонение секций носков в предлагаемую конфигурацию обеспечивает симметризацию отрывно-вихревой структуры обтекания, а также уменьшение пульсаций статического давления на консолях крыла исследуемого самолета и смещение его уровня на большие углы атаки.

Анализ рисунка 13, на котором в виде диапазона показаны зависимости значений углов скольжения самолета на которых он сохраняет боковую статическую устойчивость Руст от угла атаки и зависимости частных производных коэффициентов боковых моментов по углу скольжения от угла атаки (при

Р<6°), показывает, что при а > 28° отклонение носков крыла в конфигурацию Б позволяет увеличить угол скольжения самолета при котором он сохраняет боковую статическую устойчивость. Также наблюдается увеличение значения производной ту самолета, при уменьшении . Значение угла атаки, при

котором самолет остается статически устойчивым по крену уменьшается на 3 градуса, а по рысканию - увеличивается на 1 градус.

а. град

Рисунок 13 - Зависимость углов скольжения, на которых самолет сохраняет боковую статическую устойчивость, и степени боковой статической устойчивости самолета в различных конфигурациях отклонения секций носков крыла от угла атаки

Отклонение носков крыла самолета в конфигурацию Б за счет фиксации отрыва по передней кромке концевых секций крыла позволяет стабилизировать положение корневых вихрей (оттянуть наветренный корневой вихрь от вертикального оперения), и тем самым увеличить значения производных ^ и ту во для всех значений углов атаки, что видно из рисунков 14, 15а и 15в. Представленные на рисунке 15 мгновенные поля давлений в сечении самолета, соответствуют осредненному значению коэффициентов боковых моментов.

Однако, при а = 26° угол ß самолета в конфигурации Б, при котором производные тх во и тру во сохраняют знак, уменьшается до 10 градусов, поскольку при больших значениях углов скольжения его вертикальное оперение попадает в зону вихревого следа, образующегося в результате взаимодействия наветренного корневого вихря с потоком, сорвавшимся с передней кромки концевой секции наветренной консоли крыла, что видно из рисунка 156.

При а = 30° производные тх во и ггР во самолета в конфигурации Б сохраняют знак до углов ß равных 7 и 7,5 градусам соответственно, т.е. больших значений, чем в конфигурации А, по причине более стабильного положения наветренного корневого вихря (рисунок 15 в), что благоприятно сказывается на боковой устойчивости самолета.

При а = 34° самолет становится статически неустойчивым как по крену, так и по рысканию вследствие полной потери эффективности вертикального оперения (рисунок 15г). ¡'

Отклонение носков крыла самолета на а = 26 в конфигурацию Б при ß до 6 градусов приводит к уменьшению значения тх кр, что видно из рисунка 16, на котором представлены зависимости тх кр и тхкотс (концевых секций) консолей крыла от угла скольжения. [

Анализ рисунка 17, на котором представлены мгновенные поля давления в сечении крыла и на поверхности самолета в различных конфигурациях отклонения секций носков (соответствующие осредненному значению коэффициентов), показывает, что в данном случае причиной возникновения тхкр>0 само- jv

лета является асимметричное положение корневых вихрей. Видно, что у само- ! лета в конфигурации А наветренный корневой вихрь отстает от поверхности

а - 34 град

Конфигурация Б

Р.град

а = 26 град

Конфигурация А

0,005 О

-0,005 -0,01 -0.015 -0,02 -0,025 -0,03 -0,035 -0,04 -0.045

Р,град

12

j град

Рисунок 14 - Зависимости коэффициентов боковых моментов вертикального оперения самолета в различных конфигурациях отклонения секций носков крыла от угла скольжения

крыла, в отличие от подветренного. Отклонение носков в конфигурацию Б при скольжении самолета благодаря принудительной фиксации линии отрыва потока с наветренной концевой секции по его передней кромке стабилизирует положение наветренного корневого вихря, который, создавая разряжение на верхней поверхности наветренной консоли крыла, обеспечивает уменьшение тх к .

Ргеээиге СопКшг 1 ГС» 3340 643 -2054 -4751 -7448 -10145 -12842 -15539 -18236 Ц-20933

® -23630 [Ра]

т„ во =-0,0263

а) а = 26% р = 6°

-0,0367

т,во = -°'0066

б) а = 26°, р = 12°

, = -0,0181

туВ0 =-0,0266

в) а = 30°, ¡5 = 8°

туВ0 =0,0033 туво = —0,0091

г)а = 34°, |3 = 6° Конфигурация А Конфигурация Б

Рисунок 15 - Мгновенные поля давления в районе вертикального оперения самолета в различных конфигурациях отклонения секций носков ((3 > 0)

Рисунок 16 - Зависимости коэффициентов боковых моментов консолей и концевых секций консолей крыла самолета в различных конфигурациях отклонения секций носков от угла скольжения для угла атаки 26 градусов

Pressure Contour 1 3340

643

-2054

-4751

-7448

-10145

-12842

-15539

-18236

-20933

■23630

Конфигурация А

тх кр = 0,0038 Конфигурация Б

Рисунок 17 - Мгновенные поля давления в сечении крыла и на поверхности самолета в различных конфигурациях отклонения секций носков а = 26', (3 = 6° (р > 0)

При увеличении угла (3 до 10 градусов у самолета в конфигурации А эффект скольжения консолей крыла приводит к появлению тх < 0. В тоже время, у самолета в конфигурации Б при Р более 7 градусов фиксация отрыва по передней кромке концевой секции наветренной консоли крыла приводит к появлению дестабилизирующего момента крена, обусловленного повышением давления на ее верхней поверхности, что видно из рисунка 18.

тх >р = -0,0014 Конфигурация А

«,,=0.01 Конфигурация Б

Рисунок 18 - Мгновенные поля давления в сечении крыла и на поверхности самолета в различных конфигурациях отклонения секций носков а = 26', р = 10' (Р>0)

Зависимости коэффициентов боковых моментов консолей и концевых секций консолей крыла, а также мгновенные поля давления в сечении крыла и на поверхности самолета в различных конфигурациях отклонения секций носков при а = 30° показаны на рисунках 19 и 20.

0,02 0,015 0,01 0,005

о

-0,005 -0,01

Конфигурация Б

Конфигурация А

0,005 0

-0.005 -0,01 . -0,015 -0,02 -0.025

ш*конц.с. Конфигурация Б

- 1—-К. 1

1 о Г:

онфигур / ацня А

Р.град

Рисунок 19 - Зависимости коэффициентов боковых моментов консолей и концевых секций консолей крыла самолета в различных конфигурациях отклонения секций носков от угла скольжения для угла атаки 30 градусов

При данном значении угла атаки у самолета в конфигурации А концевые секции консолей крыла создают стабилизирующий момент крена, в отличие от конфигурации Б. В целом консоли крыла самолета в конфигурации А создают тхщ,< 0, а в конфигурации Б тхкр> 0. Положительное значение тх кр самолета в конфигурации Б при данном значении угла атаки является причиной уменьшения производной ггР самолета.

Pressure

Contour 1

3340

643

-2054

-4751

-7448

-10145

-12842

-15539

-18236

-20933

-23630

mx Kp = -0,0028 Конфигурация A

"x KP =0.013 Конфигурация Б

Рисунок 20 — Мгновенные поля давления в сечении крыла и на поверхности самолета в различных конфигурациях отклонения секций носков а = 30°, (3 = 6' ((3 > 0)

На рисунке 21 представлены продольные характеристики самолета конфигурациях А и Б.

26 28 30 32 34

Рисунок 21 - Продольные характеристики самолета в различных конфигурациях секций носков крыла

Отклонение носков в конфигурацию Б приводит к незначительному уменьшению значения частной производной коэффициента подъемной силы по углу атаки суа и значения критического угла атаки самолета, а также уменьшению аэродинамического качества самолета К в рассматриваемом диапазоне углов атаки на 2 - 4 %.

Таким образом, для исследуемого самолета целесообразно использование конфигурации Б на углах атаки 28 - 30 градусов. Это позволяет: увеличить тру

самолета и значение углов скольжения, при которых самолет сохраняет статическую устойчивость по крену и рысканию, а также уменьшить осредненные и пульсационные составляющие коэффициентов ассиметричных боковых моментов. Отклонение носков крыла самолета в конфигурацию Б приводит к уменьшению аэродинамического качества самолета в рассматриваемом диапазоне углов атаки на 2 — 4 % и уменьшению тх .

Дифференциальное отклонение секций носков крыла на другие углы, по-иному повлияет на отрывно-вихревую структуру обтекания самолета и требует дополнительных исследований, которые могут быть проведены с помощью методики комплексной оценки аэродинамических характеристик самолета на больших углах атаки, включающей в себя:

- Расчет аэродинамических характеристик самолета с помощью вихре-разрешающего расчетного метода (DES, метод адаптируемых масштабов (Scale-Adaptive Simulation, SAS), зонный LES-RANS). Данный этап включает: построение расчетной модели самолета, построение расчетной сетки, исследования сеточной сходимости, сходимости по шагу расчета и потребному количеству итераций, верификацию расчетной модели на требуемых режимах и, непосредственно, расчет аэродинамических характеристик самолета. По окончанию этапа формируется банк аэродинамических характеристик самолета.

- Оценка изменения аэродинамической асимметрии, боковых и продольных аэродинамических характеристик самолета. Данный этап включает: построение зависимостей осредненных и пульсационных значений коэффициентов асимметричных боковых моментов (тх0,ту0, тх0\ ту0, вейвлет-анализ спектров колебаний асимметричных боковых моментов, построение зависимостей суа(а), сха(а), теДа), тх(а), /и^(а), диапазонов значений углов скольжения самолета на которых он сохраняет статическую устойчивость по крену и рысканию (ßyCT) от угла атаки, а также их сопоставление при различных углах отклонения секций носков крыла и анализ изменения.

Для каждого значения угла атаки самолета зависимости тх ((3) и м,,(Р) представляются в следующем виде:

тх = т^ Р + тх0 + тх0(9) ту=т$ + ту0+ту0*. (10)

где производные тх и ту определяют степень статической устойчивости самолета по крену и рысканию, тх0 и ту0 - аэродинамическую асимметрию самолета, тх0' и ту0' - интенсивность воздействия отрывно-вихревой структуры обтекания на поверхность самолета.

Для понимания механизма изменения аэродинамических характеристик самолета возможно выделение аэродинамических сил и моментов самолета от его отдельных частей (консолей крыла, вертикального и горизонтального оперений, корпуса).

В четвертой главе приводятся результаты расчета общих и частных показателей маневренности самолета при отклонении носков по реализованной программе, представленной на рисунке 22а, и предлагаемой, для увеличения допустимого угла атаки, рисунок 226. В качестве исходных данных было принято, что допустимый угол атаки самолета в конфигурации А составляет 26 градусов, в конфигурации Б - 28 градусов.

Йн. град 0 -5 -10 -15 -20 -25 -30

10 20 3 0 40

1

Он. град

0

10 2(1 3 ' а. град

- концевая секция

корневая секция

т—«

а)

б)

Рисунок 22 -Реализованная и предлагаемая программы управления носками крыла самолета

На рисунке 23 представлены рассчитанные значения располагаемых нормальных перегрузок пуа доп для различных высот и скоростей, наложенные на

диапазон высот и скоростей прямолинейного горизонтального полета самолета. Относительное превосходство по располагаемой нормальной перегрузке самолета в конфигурации Б, по сравнению с конфигурацией А, составляет 1,06.

На рисунке 24 сравниваются радиусы форсированных виражей исследуемого самолета при отклонении носков по разным программам.

"„,».4, =2)

Конфигурация А — — — Конфигурация Б

Рисунок 23 - Границы эксплуатационного диапазона высот и скоростей прямолинейного горизонтального полета и диаграмма кратковременных допустимых перегрузок самолета

1400 1200 1000 800 600 400 200

Гв, М

Са лоп А / ^ п*.......-

в

1400 1200 1000 800 600 400 200

Гв, М

\ са лоп Л / Ко «акс

•Л/

са -оп Б

0.4 0.6 0.8

б)

Гв, М

Са лоп Б ^^

П\а мжс

ОД 0,4 0,6 0,8 1

В) г)

а- # = 1000 м, б- # = 3000 м, в- # = 5000 м, г- # = 8000м Рисунок 24 - Границы неустановившися виражей самолета

Анализ рисунков показывает, что дифференциальное отклонение носков крыла позволяет улучшить маневренные характеристики исследуемого самолета.

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

В ходе решения поставленной научной задачи и проведения теоретических исследований были получены новые научные сведения, которые в совокупности обеспечивают улучшение показателей маневренности исследуемого самолета:

1. Выделены причины потери боковой устойчивости маневренных самолетов на больших углах атаки и проведен анализ существующих способов управления их отрывно-вихревой структурой обтекания.

2. Для моделирования обтекания маневренного самолета был выбран метод моделирования отсоединенных вихрей, позволяющий с высокой точностью рассчитывать осредненные и пульсационные составляющие аэродинамических сил и моментов, действующих на самолет на больших углах атаки. В модельной задаче обтекания конуса под большим углом атаки показано, что данный метод позволяет исследовать аэродинамическую асимметрию самолета.

3. Выявлен диапазон углов атаки исследуемого самолета, в котором дифференциальное отклонение секций носков крыла позволяет улучшить его аэродинамические характеристики. Произведен расчет и сопоставление значений коэффициентов продольных и боковых моментов маневренного самолета на больших углах атаки в реализованной и предлагаемой конфигурациях отклонения секций носков крыла. Введены понятия осредненных и пульсационных значений коэффициентов боковых асимметричных моментов. Анализ спектров колебаний боковых асимметричных моментов произведен с помощью непрерывного вейвлет-преобразования. Выявлены закономерности и механизм влияния дифференциального отклонения секций носков крыла на боковую статическую устойчивость, значения асимметричных боковых моментов и продольные аэродинамические характеристики маневренного самолета на больших углах атаки. Для исследуемого самолета целесообразно использование предлагаемой конфигурации отклонения секций носков крыла в диапазоне углов атаки 28 -30 градусов, что позволяет: увеличить самолета и значения углов скольжения, при которых он сохраняет боковую статическую устойчивость, уменьшить осредненные и пульсационные значения коэффициентов ассиметричных боковых моментов. Предложена методика комплексной оценки аэродинамических характеристик самолетов на больших углах атаки.

4. Предложена программа управления носками крыла исследуемого самолета, позволяющая улучшить его маневренные характеристики (увеличить располагаемую нормальную перегрузку на малых скоростях в 1,06 раза, увеличить угловую скорость форсированного разворота, уменьшить размеры потребного пространства для выполнения форсированных маневров).

Основное содержание диссертации отражено в следующих работах:

Статьи в журналах из перечня, рекомендованного ВАК РФ:

1. Тарасов, A.JI. Исследование аэродинамических характеристик профиля крыла вблизи поверхности земли с помощью программного комплекса ANSYS FLUENT/ A.JI. Тарасов // Научный вестник МГТУ ГА. - 2015. -№ 216. - С. 135-140.

2. Тарасов, A.JI. Исследование аэродинамических характеристик модели маневренного самолета с механизированной передней кромкой крыла с помощью программного комплекса ANSYS FLUENT / A.B. Головнев, A.JI. Тарасов // Научный вестник МГТУ ГА. - 2015. -№ 218. - С. 42-49.

3. Тарасов, A.JI. Численное моделирование аэродинамической асимметрии и способ обеспечения боковой устойчивости маневренного самолета [электронный ресурс] / A.B. Головнев, И.А. Котов, A.JI. Тарасов // Труды МАИ. -2015. - № 82. - Режим доступа: http://wwvv.mai.ru/upload/iblock/831/golovnev_ kotov_tarasov_rus.pdf.

В других журналах и материалах научных конференций:

4. Тарасов, A.JI. Схематизация математической модели самолета для расчета методом дискретных вихрей / М.В. Кондалов, A.JI Тарасов // Научные труды международной молодежной научной конференции «XXXIX Гагаринские чтения». - 2013. - Т. 2. - С. 166-167.

5. Тарасов, A.JI. Проверка достоверности получаемых результатов при определении аэродинамических характеристик методом дискретных вихрей / М.В. Кондалов, A.JI. Тарасов, С.А. Павлоградский // Совершенствование авиационных двигателей и перспективы развития аэродинамики и безопасности полета: сб. ст. по материалам докл. XXIII межвуз. НПК «Перспектива-2013». -2013.-С. 105-108.

6. Тарасов, A.JI. Расчет аэродинамических характеристик самолета с неустойчивой отрывно-вихревой структурой обтекания / М.В. Кондалов, A.JI. Тарасов // Сборник материалов V Международной молодежной научной конференции «ГРАЖДАНСКАЯ АВИАЦИЯ XXI ВЕК». - 2013. - С. 233-236.

7. Тарасов, А.Л. Выбор вихревой схемы при моделировании обтекания самолета / М.В. Кондалов, A.JI. Тарасов // Сборник материалов V Международной молодежной научной конференции «ГРАЖДАНСКАЯ АВИАЦИЯ XXI ВЕК».-2013.-С. 236-238.

8. Тарасов, A.JI. Применение адаптивной механизации крыла на учебно-боевом самолете нового поколения / М.В. Кондалов, A.JI. Тарасов // Сборник научных статей по материалам Всероссийской научно-практической конференции: «АКАДЕМИЧЕСКИЕ ЖУКОВСКИЕ ЧТЕНИЯ. Научное наследие профессора Н.Е. Жуковского. Перспективы развития авиационных комплексов и силовых установок». - 2013. - С. 121-127.

9. Тарасов, A.JI. Применимость различных подходов к моделированию турбулентности для исследования аэродинамической асимметрии маневренного самолета на больших углах атаки / A.B. Головнев, A.JI. Тарасов // Сборник научных статей по материалам Всероссийской научно-практической конференции: «АКАДЕМИЧЕСКИЕ ЖУКОВСКИЕ ЧТЕНИЯ. Перспективы развития авиационных комплексов и силовых установок». - 2014. - С. 100-107.

10. Тарасов, А.Л. Исследование аэродинамических характеристик профиля крыла вблизи поверхности земли с использованием различных способов моделирования экрана / А.Л. Тарасов // Сборник научных статей по материалам Всероссийской научно-практической конференции: «АКАДЕМИЧЕСКИЕ ЖУКОВСКИЕ ЧТЕНИЯ. Перспективы развития авиационных комплексов и силовых установок». - 2014. - С. 107-115.

11. Тарасов, А.Л. Особенности аэродинамики современных маневренных самолетов на больших углах атаки / А.Л. Тарасов // Сборник научных статей по материалам научно-практической конференции: «Актуальные вопросы борьбы в воздушно-космической сфере». - 2015. - 44.- С. 159-162.

Подписано в печать 18.09.15. Формат 60х84 '/(б- Усл. печ. л. 1.6. Тираж 60 экз. Заказ 633.

Отпечатано с готового оригинал-макета в типографии Издательского дома В ГУ. 394000, Воронеж, ул. Пушкинская, 3