Содержание к диссертации
Введение
Глава 1. Обзор литературы по теме диссертационной работы 19
Глава 2. Методика численного моделирования вихревого обтекания на больших углах атаки 41
2.1. Выбор модели турбулентности 41
2.2. Построение расчётных сеток для численного моделирования вихревого обтекания 50
2.3. Граничные условия 53
2.4. Стационарное приближение 56
Глава 3. Численные исследования вихревого обтекания треугольного крыла в диапазоне углов атакиа = 0-55 59
3.1. Сравнение результатов численных расчётов с экспериментальными данными. Симметричные решения 64
3.2. Асимметрия «взрыва» вихревых структур при критических углах атаки и нулевом угле скольжения. Явление двойного «взрыва» вихря 76
3.3. Сравнение по предельным линиям тока. Влияние угла стреловидности 84
3.4. Выводы к главе 3 87
Глава 4. Численные исследования особенностей вихревого обтекания модели манёвренного самолёта с оребрённой носовой частью в широком диапазоне углов атаки и скольжения 89
4.1. Результаты расчётных исследований модели манёвренного самолёта при различных углах атаки с нулевым углом скольжения 92
4.1.1. Численные расчёты продольных аэродинамических характеристик модели без переднего горизонтального, вертикального и горизонтального оперений 93
4.1.2. Численные расчёты продольных аэродинамических характеристик модели без переднего горизонтального оперения, с вертикальным и горизонтальным оперениями 113
4.2. Результаты расчётных исследований модели манёвренного самолёта при фиксированных значениях углов атаки в широком диапазоне углов скольжения 117
4.3. Управление вихревым обтеканием модели манёвренного самолёта с помощью носовых щитков при больших углах атаки 132
4.3.1. Влияние положения носового щитка относительно оребрённой носовой части фюзеляжа модели 132
4.3.2. Влияние угла стреловидности носового щитка на продольные и боковые аэродинамические характеристики модели 136
4.4. Численные исследования влияния переднего горизонтального оперения на аэродинамические характеристики модели манёвренного самолёта 139
4.5. Выводы к главе 4 148
Глава 5. Численные исследования влияния формы передней кромки наплыва на аэродинамические характеристики крыла сложной формы в плане 152
5.1. Выводы к главе 5 161
Глава 6. Численные исследования влияния мини-щитков, установленных на задней кромке стреловидного крыла, в диапазоне углов атаки = 0 - 85 162
6.1. Выводы к главе 6 174
Общие выводы и заключение 176
Список литературы 179
- Выбор модели турбулентности
- Асимметрия «взрыва» вихревых структур при критических углах атаки и нулевом угле скольжения. Явление двойного «взрыва» вихря
- Результаты расчётных исследований модели манёвренного самолёта при фиксированных значениях углов атаки в широком диапазоне углов скольжения
- Численные исследования влияния мини-щитков, установленных на задней кромке стреловидного крыла, в диапазоне углов атаки = 0 - 85
Выбор модели турбулентности
Аэродинамика манёвренных самолётов на больших углах атаки характеризуется отрывным обтеканием, формированием вихревых структур с крыла, передних наплывов, переднего горизонтального оперения (ПГО), горизонтального оперения (ГО) и носовой части фюзеляжа ЛА, разрушением вихрей с дальнейшим переходом к полностью турбулентному состоянию и их интерференцией друг с другом. Подобные течения, как правило, характеризуются большими числами Рейнольдса и соответственно развитой турбулентностью, поэтому при моделировании подобного рода задач необходимо учитывать турбулентность потока и её влияние на характеристики глобального течения.
По Брэдшоу турбулентность представляет собой целый каскад вихрей с непрерывным распределением спектральной плотности Е(к) по длинам волн [117]. Причём самые крупные вихри определяются характерным размером геометрии задачи, а мельчайшие вихри в развитых турбулентных течениях - на несколько порядков меньше по сравнению с крупнейшими вихрями и определяются масштабом Колмогорова Хк. Масштаб Колмогорова Хк в турбулентных течениях зависит от числа Рейнольдса Re. При увеличении Re их размер уменьшается по следующему закону [118-121]: где - характерный размер крупных энергосодержащих вихрей, и - характерная скорость мельчайших вихрей, U - характерная скорость крупных вихрей. Как правило, большинство практических и инженерных задач в современной науке и технике характеризуются достаточно большими числами Рейнольдса Re 105 + 107, поэтому, как можно видеть из (2.1) колмогоровский масштаб достаточно мал по сравнению с размером самых крупных вихрей.
Для того, чтобы напрямую численно решить систему уравнений Навье-Стокса необходимо моделировать весь энергетический каскад вихрей Ричардсона, в противном случае будет некорректным образом описан перенос энергии от крупных вихрей к самым маленьким, что сильно исказит картину течения. Для того, чтобы описать вихрь, имеющий размеры Хк, необходимо как минимум 10 ячеек в одном пространственном направлении, то есть в одномерном случае размер минимальной ячейки в расчётной сетке должен быть порядка Ax 0.1Afc 0.1 (Re) 3/4-?. Максимальный допустимый шаг по времени должен быть порядка At Ax/u 0.1\k/u, поскольку для того, чтобы корректно описать движение жидкости и газа, необходимо, чтобы жидкая частица за один шаг по времени перемещалась на расстояние, не большее минимального размера ячейки в расчётной сетке. Зная необходимое количество узлов в расчётной сетке и шагов по времени, можно оценить количество вычислительных операций iVBbI4, необходимое для проведения прямого численного моделирования: где L - характерный размер области в исследуемой задаче, а Г - полное время моделирования. Следовательно, из-за того, что в турбулентных течениях присутствует целый спектр вихрей различного масштаба, проведение прямого численного моделирования уравнений Навье-Стокса DNS (Direct Numerical Simulation) не представляется возможным в ближайшее время (годы, десятилетия). Более того, для большинства инженерных задач получение полной информации о потоке, пульсациях скорости и давления просто излишне.
Как было отмечено ранее, аэродинамика манёвренных самолётов на больших углах атаки во многом определяется вихревым обтеканием. Известно, что при больших углах атаки вихревые структуры неустойчивы и происходит явление разрушения вихрей. На Рисунке 2.1 представлено численное моделирование «взрыва» вихря. Из вышеперечисленных оценок для масштаба Колмогорова (2.1) можно оценить размер минимальной ячейки в области «взрыва» вихря, необходимый для прямого численного моделирования на режимах дозвукового обтекания ( 0.15): 5 10-6 м.
В силу того, что прямое численное моделирование уравнений Навье-Стокса требует колоссальных вычислительных затрат, обоснованный выбор соответствующего подхода для моделирования турбулентных течений является не менее важной задачей при численном исследовании вихревых турбулентных течений, чем построение качественной расчётной сетки, адаптированной под физические особенности течений (скачки уплотнения, вихревой след, слои смешения, струи, вихревые структуры).
Для моделирования турбулентных течений применяются различные методы, основанные на моделировании крупных и отсоединённых вихрей (LES, ILES, DES, IDDES). Дело в том, что крупные вихри в турбулентных течениях анизотропны, и их поведение во многом определяется геометрией задачи, граничными условиями и другими факторами, что создаёт большие трудности для создания универсальной модели турбулентности. Основная суть метода LES заключается в том, что поведение крупных вихрей решается численно напрямую, соответственно они должны разрешаться расчётной сеткой, а поведение мелких вихрей в силу универсальности и изотропности мелкомасштабной турбулентности моделируется с помощью моделей подсеточной турбулентности SGS (subgrid stress models). В этом заключается квинтэссенция метода крупных вихрей LES. При всех преимуществах LES ещё далёк до применения в сложных инженерных задачах, где числа Рейнольдса достигают больших значений, поскольку минимальный размер ячейки должен соответствовать тейлоровскому масштабу т, что соответствует инерционному диапазону в энергетическом спектре турбулентности по волновым числам [118]:
Если провести аналогичные выкладки (как для прямого численного моделирования) для оценки количества вычислительных операций выч, то можно получить следующую оценку для LES подхода:
Таким образом, вычислительные затраты в LES подходе - порядка 11/6. Несмотря на уменьшение вычислительных затрат по сравнению с прямым численным моделированием, для большинства инженерных задач метод LES также требует значительных вычислительных ресурсов и времени моделирования. Используя соотношение (2.3), можно оценить масштаб Тейлора т для моделирования «взрыва» вихря (см. рисунок 2.1): т 1.5 10-4 м.
Необходимо отметить, что при численном моделировании пристенных течений все преимущества LES моделей турбулентности сводятся к нулю, поскольку около стенки размеры вихрей настолько малы, что размеры энергосодержащих и диссипативных вихрей перекрываются, поэтому размеры расчётной сетки и шага по времени для LES расчётов сопоставимы с характерными величинами в DNS расчётах. Для устранения данного рода недостатка используются комбинированные подходы, сочетающие в себе экономичность RANS моделей турбулентности и универсальность LES подхода. К такому подходу можно отнести моделирование отсоединённых вихрей DES - Detached Eddy Simulation [122]. В области присоединённого пограничного слоя решаются уравнения Навье-Стокса, осреднённые по Рейнольдсу, то есть RANS, а в области отрывного течения - уравнения LES.
Необходимо отметить существенную деталь при использовании метода LES. Формальное решение уравнений LES на грубых расчётных сетках, минимальный размер которых на несколько порядков превышает тейлоровский масштаб А ., соответствующий инерционному диапазону в энергетическом спектре турбулентности Е(к\ - это не означает, что используется методология LES Метод LES, DES заключается в том, что анизотропные вихри, свойства которых зависят от специфики задачи, геометрии, граничных условий, разрешаются напрямую, а более изотропные вихри, соответствующие закону Колмогорова-Обухова о локальных свойствах турбулентности Е(/с) 2/3/Г5/3 [118], моделируются с помощью различных эвристических соображений и экспериментальных данных (моделей подсеточной турбулентности - модели Смагоринского, WALE, WMLES, динамических моделей [122]). Следовательно, при использовании грубой сетки описывается не весь спектр анизотропных вихрей, зависящих от конкретной задачи, и эта часть вихрей фактически моделируется с помощью моделей замыкания, предназначенных для моделирования изотропных вихрей, что естественно приводит к неточному описанию турбулентных течений.
Суммируя вышесказанное, LES подход при всей его универсальности требует колоссальных вычислительных ресурсов, а также дальнейшего исследования и разработки для того, чтобы этот метод можно было применять в инженерных задачах со сложной геометрией.
Как было отмечено выше, течения вокруг манёвренного самолёта на больших углах атаки характеризуются вихревыми структурами. Течения с большой кривизной линий тока (например, вихревые структуры, сходящие с наплыва), как правило, характеризуются анизотропными свойствами турбулентности, поэтому, на первый взгляд, более предпочтительным для решения подобного рода задач было бы использование моделей для напряжений Рейнольдса RSM (Reynolds stress models). В трёхмерном случае в дифференциальных моделях напряжений Рейнольдса (DRSM) турбулентности дополнительно к основным уравнениям движения жидкости и газа решаются шесть уравнений для напряжений Рейнольдса Rij (тензор Rtj симметричен, то есть Rij = Rji) и одно уравнение для переноса диссипации кинетической энергии турбулентности є или характерной частоты турбулентных пульсаций оо (в зависимости от постановки). Таким образом, в трёхмерном случае необходимо решать семь дополнительных уравнений.
Асимметрия «взрыва» вихревых структур при критических углах атаки и нулевом угле скольжения. Явление двойного «взрыва» вихря
При не слишком больших углах атаки (а 42.5) положения разрушения левого и правого вихрей изменяются практически симметричным образом. При достижении критического угла атаки а« 45 положения «взрывов» вихрей отличаются существенным образом, причём динамика разрушения достаточно сильно отличается (Рисунок 3.14).
Асимметричное разрушение вихревых структур приводит к резкому появлению коэффициента поперечного момента тх. Необходимо также отметить, что часто при проведении экспериментальных исследований моделей в аэродинамических трубах при достижении определённого критического значения угла атаки при нулевом угле скольжения происходит резкое появление коэффициента поперечного момента тх. Например, на крыльях с малой и умеренной стреловидностью это связано с несимметричностью отрыва течения, возникающего в области задней кромки крыла вследствие действия неблагоприятного градиента давления, в концевых сечениях консолей крыла, а на крыльях с достаточно большой стреловидностью, где формируются достаточно интенсивные вихревые структуры, сходящие с передних кромок консолей крыла, передних наплывов, носовой части ЛА, - с несимметричным «взрывом» вихревых структур.
По результатам верификации расчётов на различных расчётных сетках с разной плотностью (20, 40, 50, 80, 130 млн. узлов) при угле атаки а = 45 получено, что значение коэффициента поперечного момента тх сильным образом зависит от количества узлов расчётной сетки (Рисунок 3.15), однако топология вихревого обтекания с асимметричным разрушением вихревых структур сохраняется.
Следует сказать, что сходимость по коэффициенту поперечного момента при измельчении сетки (до 130 млн. узлов включительно) не была достигнута, хотя остальные интегральные характеристики (, , ) находятся в пределах допустимой погрешности. Как было отмечено ранее, для того, чтобы избежать несимметричные решения, связанные со слабой несимметрией расчётной сетки, изначально расчётные сетки строились на половину модели крыла, затем симметрично отражались относительно плоскости симметрии.
Асимметрии течения при обтекании крыльев умеренной стреловидности, треугольных крыльев, а также в других задачах, имеющих некоторую симметрию, встречаются достаточно часто, особенно при критических значениях углах атаки, а также, например, в задачах турбулентного горения в камерах сгорания. Подобные асимметрии могут быть связаны с несколькими факторами, например, отклонением геометрии модели от симметричной формы, несимметричностью расчётной сетки, реализацией итерационного метода при численном решении линейных алгебраических уравнений, машинной точностью, распараллеливанием задачи на большом количестве ядер вычислительного кластера. Эти факторы являются своего рода возмущениями в виртуальной среде, которые достаточно сильно влияют на характер течения, особенно в критических ситуациях, когда малейшие возмущения могут привести к бифуркации решения, например, в предотрывных состояниях при достаточно больших углах атаки. В силу нелинейности уравнений Навье-Стокса, описывающих движение жидкости и газа, эти малейшие возмущения усиливаются и приводят к несимметричным решениям в симметричных задачах. При искажении геометрических форм при снижении степени устойчивости симметричной структуры обтекания возникает повышенная чувствительность к подобным возмущениям. При несимметричности узлов в расчётной сетке возникает аналогичная ситуация. Таким образом, несимметричность решения связана с нелинейностью уравнений Навье-Стокса и неустойчивостью течения, в результате чего и возникают несимметричные решения [1, 2].
С одной стороны, кажется, что возмущения в численном эксперименте, полученные вследствие несимметричности геометрических форм, расчётной сетки, недостаточной машинной точности, мало связаны с возмущениями в аэродинамической трубе, связанными с причинами абсолютно другого рода (скосы потока, акустика, искажение геометрических форм при изготовлении модели). Но, с другой стороны, согласно Бэтчелору [119, 134, 135], на статистические свойства полностью развитой турбулентности не влияют точные значения начальных условий, поскольку большая часть информации, связанная с начальными условиями, просто теряется при переходе к полностью турбулентному обтеканию. Однако необходимо отметить, что всё-таки не вся информация от начальных условий теряется в турбулентных течениях. Определённая информация сохраняется по мере развития течения, несмотря на сложный нелинейный характер взаимодействия в течении. Эта информация напрямую связана с законами сохранения импульса и момента количества движения (инварианты Лойцянского или Саффмана-Бирхоффа) [119]. С этой точки зрения было бы полезным проведение численных и экспериментальных исследований асимметрий течения при критических углах атаки как на крыльях умеренной стреловидности, так и крыльях манёвренных самолётов и соответствующее сопоставление результатов. Дело в том, что, различные возмущения просто действуют как триггеры, и течение при критических углах атаки становится крайне чувствительным к подобного рода возмущениям, что приводит, например, к отрыву течения на одной консоли крыла. И, возможно, информация о точном характере возмущений в дальнейшем практически стирается из памяти сложного отрывного обтекания. По этой причине с этой точки зрения можно было бы надеяться на качественное согласование результатов численных расчётов и экспериментальных данных по развитию асимметричной структуры обтекания крыльев, носовых частей фюзеляжа ЛА (возможно, с разницей лишь в знаке коэффициентов боковых моментов и ). Однако необходимо иметь ввиду, что на результаты численных расчётов будут влиять модели турбулентности и то, каким образом данная система нелинейных уравнений будет реагировать на различные возмущения.
Таким образом, при критическом угле атаки кр = 45 было получено несимметричное решение, не зависящее от количества узлов расчётной сетки, причём впервые было обнаружено явление двойного «взрыва» вихря (Рисунок 3.14 и 3.16). Как видно из Рисунка 3.14, вихрь слева разрушается один раз, а вихрь справа разрушается дважды последовательно через некоторое расстояние. Данное явление более наглядным образом можно видеть на Рисунках 3.16 и 3.17, где изображены распределения x-компоненты скорости , кинетической энергии турбулентности , зависимости коэффициента давления и продольной компоненты скорости вдоль вихря.
Причём необходимо отметить, что на этапе верификации расчётов было получено два несимметричных решения с двойным «взрывом» вихря, зеркально отражённые относительно плоскости симметрии крыла. На расчётной сетке объёмом 80 млн. узлов вихрь, сходящий с левой боковой кромки крыла, «взрывался» дважды последовательно друг за другом, а справа один раз, а на сетке в 130 млн. узлов было получено зеркально симметричное решение, то есть явление двойного «взрыва» вихря можно было обнаружить справа. Таким образом, в процессе численных расчётов получено решение, независящее от расчётной сетки. Следует сказать, что подобное явление проявлялось на расчётных сетках и с меньшим количеством узлов ( 80 млн. узлов). Более того, также подобная структура обтекания с двойным «взрывом» вихря наблюдалась в численных расчётах при больших значениях угла атаки = 46,47 и 48 на мелкой расчётной сетке (80 и 130 млн. узлов).
Также для доказательства существования несимметричного решения при критическом угле атаки кр = 45 была решена задача вихревого обтекания на исходной расчётной сетке (80 млн. узлов) с полученным асимметричным решением в качестве начального условия, отражённым зеркальным образом от плоскости симметрии треугольного крыла. В результате решатель воспроизвёл это начальное условие в качестве решения, что является косвенным подтверждением существования несимметричного решения.
Результаты расчётных исследований модели манёвренного самолёта при фиксированных значениях углов атаки в широком диапазоне углов скольжения
В численных расчётах по влиянию угла скольжения на АДХ модели манёвренного самолёта с оребрённой носовой частью при больших углах атаки использовалась блочно-структурированная расчётная сетка, состоящая из -70 млн. узлов. На Рисунке 4.20а-4.20д приведены экспериментальные и расчётные аэродинамические характеристики модели при фиксированных углах атаки а = 10, 25, 30, 35 в широком диапазоне углов скольжения р = 0 + 20. Сравнение численных расчётов и эксперимента проводилось только для весовых интегральных характеристик.
Следует отметить, что в АДТ вследствие наличия скосов потока экспериментальные аэродинамические коэффициенты модели ведут себя несимметричным образом при отрицательных и положительных углах скольжения. Кроме того, с увеличением угла атаки в большей степени проявляется геометрическая несимметричность модели и соответственно несимметричность обтекания носовой части фюзеляжа, правой и левой консолей крыла. При достаточно больших углах атаки ( 30 - 35) в АДТ Т-102 в силу того, что часть модели выходит из ядра вихря, боковые АДХ модели ведут себя несимметричным образом при отрицательных и положительных углах скольжения (см. Рисунки 4.20а-4.20д), особенно при = 35.
При углах атаки 10 модель обтекается безотрывно, коэффициент подъёмной силы увеличивается за счёт увеличения циркуляции. На консолях крыла начинают формироваться слабые вихревые структуры, которые при обтекании модели со скольжением развиваются несимметричным образом (см. Рисунки 4.21 4.22). При этом в диапазоне углов скольжения р « 6 — 10 заметно незначительное уменьшение запаса поперечной статической устойчивости (см. Рисунок 4.20а). Это связано с несколькими факторами. Во-первых, интенсивность вихрей незначительна, поэтому они создают небольшое разрежение на консолях крыла, а также слабые вихри занимают незначительную часть площади крыла (см. Рисунки 4.21-4.22), поэтому при данном угле атаки вихри не оказывают сильного влияния на АДХ (см. Рисунок 4.20). Во-вторых, при увеличении угла скольжения эффективный угол стреловидности крыла по передней кромке изменяется, а именно, с наветренной стороны крыла - уменьшается, а с подветренной увеличивается.
Известно, что при малых дозвуковых скоростях крыло с меньшей стреловидностью по передней кромке имеет более оптимальные несущие свойства (С«а увеличивается). По этой причине, как видно из Рисунка 4.23, на правую консоль крыла действует бльшая подъёмная сила. Также следует обратить внимание на то, что положение отрыва вихря с наветренной стороны крыла при увеличении угла скольжения движется от корневой хорды крыла к концевой. Консольный вихрь с подветренной стороны при увеличении угла скольжения становится более устойчивым (см. Рисунок 4.22). При р = 6 вихрь «взрывается» практически в области задней кромки крыла. С ростом угла скольжения р вихрь над крылом устойчив, но при р 10 его интенсивность падает, как видно из распределений коэффициента давления, представленных на Рисунке 4.21.
При угле атаки а = 25 в условиях отрывного обтекания интенсивность вихрей, сходящих как с консолей крыла, так и с носовой части модели, существенно возрастает, что приводит к значительному разрежению на верхней поверхности модели. Даже при малых углах скольжения р = 1 (см. Рисунки 4.24-4.25) проявляется асимметрия в положениях разрушения вихрей на правой и левой консолях, что приводит к потере поперечной статической устойчивости (см. Рисунок 4.20а). Это связано с изменением эффективного угла стреловидности как консолей крыла, так и оребрённой носовой части фюзеляжа с корневым наплывом.
Известно, что увеличение угла стреловидности по передней кромке п.к. треугольного крыла затягивает разрушение вихревых структур до бльших углов атаки. Влияние угла стреловидности п.к. треугольного крыла и угла атаки на положение «взрыва» вихрей было показано на Рисунке 1.1. Несколько основных моментов иллюстрируют данные зависимости. Во-первых, для фиксированного угла стреловидности по передней кромке точка разрушения вихря движется вверх по потоку с увеличением угла атаки. Также следует обратить внимание на то, что положение «взрыва» продвигается вверх по потоку более быстрым образом у задней кромки крыла вследствие большого неблагоприятного градиента давления. Во-вторых, увеличение угла стреловидности затягивает разрушение вихря до бльших углов атаки. По этой причине вихри с наветренной стороны модели теряют устойчивость раньше, а вихри с подветренной стороны более устойчивы (см. Рисунки 4.24-4.25) и тем самым создают большее разрежение на левой консоли крыла (см. Рисунок 4.23).
При дальнейшем увеличении угла скольжения 1 асимметрия в развитии вихрей проявляется более значительно, что видно как на распределении коэффициента давления по поверхности модели (см. Рисунок 4.24), так и на пространственных линиях тока (см. Рисунок 4.25). Положения «взрыва» вихрей становятся все более асимметричными с увеличением угла скольжения. Это приводит к еще большей поперечной неустойчивости модели (см. Рисунок 4.20а).
«Взрыв» вихрей на левой консоли затягивается, разрушение консольного вихря достигает области задней кромки крыла при угле скольжения 5. С ростом угла скольжения «взрыв» над крылом не наблюдается. Кроме того, при увеличении угла скольжения от 0 до 6 данные вихри увеличивают свою интенсивность и разрежение на левой консоли крыла, что видно как по распределению коэффициента давления по поверхности модели (см. Рисунок 4.24), так и распределению числа М на пространственных линиях тока (см. Рисунок 4.25).
При 6 интенсивность вихрей постепенно снижается, вследствие чего уменьшается разрежение на левой консоли крыла. Такое же влияние вихревых структур можно отметить на зависимости коэффициента подъёмной силы левой консоли крыла от угла скольжения (см. Рисунок 4.23). При увеличении угла скольжения вихри смещаются от плоскости симметрии модели вдоль основного течения.
Что касается вихрей с наветренной стороны, то, как было отмечено ранее, эффективный угол стреловидности уменьшается при увеличении угла скольжения, и точки «взрыва» вихрей как консольного, так и носового, движутся вверх по течению. При = 10 точка «взрыва» консольного вихря достигает передней кромки крыла. Также следует отметить, что коэффициент подъёмной силы, действующей на правую консоль, практически не изменяется во всем диапазоне углов скольжения (см. Рисунок 4.23). Данная зависимость объясняется двумя факторами. Во-первых, при формировании вихря на крыле создаётся дополнительное разрежение, но за разрушением вихря происходит резкое уменьшение разрежения. Во-вторых, «взрыв» вихря при = 25 достаточно близок к передней кромке крыла, поэтому дополнительная подъёмная сила, созданная вихрем до его распада, действует на незначительную часть площади. В результате коэффициент подъёмной силы практически не изменяется в широком диапазоне углов скольжения. Также необходимо отметить тот факт, что вихри с наветренной стороны при обтекании со скольжением смещаются к плоскости симметрии модели. Носовой вихрь проходит рядом с носовой частью, создавая большее разрежение.
Численные исследования влияния мини-щитков, установленных на задней кромке стреловидного крыла, в диапазоне углов атаки = 0 - 85
К современным сверхзвуковым манёвренным самолётам предъявляются различные требования: увеличение аэродинамического качества на сверхзвуковых скоростях полёта, уменьшение заметности в радиолокационном диапазоне длин волн, улучшение манёвренных характеристик. Сверхманевренность предполагает выход ЛА на большие углы атаки, вплоть до закритических значений (а « 90). При выходе на большие углы атаки стоит проблема надежности и эффективности управления ЛА, что является одним из основных факторов обеспечения безопасности. Однако, как известно, эффективность традиционных органов управления (горизонтального оперения, закрылков, элевонов, элеронов, отклоняемых носков крыла) резко снижается при выходе ЛА на критические, что соответствует началу интенсивного отрыва течения, и закритические углы атаки, поэтому стоит проблема поиска альтернативных способов управления обтеканием для создания дополнительных сил и моментов на больших углах атаки.
В данной части работы исследуется влияние мини-щитков (или в иностранной литературе так называемые щитки Гарнея), установленных на задней кромке стреловидного крыла, для создания дополнительных пикирующих продольных моментов на больших углах атаки, которое может быть использовано для повышения эффективности управления, в том числе в условиях выхода на большие углы атаки, обусловленных как порывами ветра, так и преднамеренным манёвром. При выходе ЛА на закритические углы атаки стоит, в частности, проблема создания дополнительных пикирующих продольных моментов в силу того, что, как было отмечено ранее, традиционные органы управления при данных углах атаки теряют свою эффективность.
Следует отметить, что изначально мини-щитки были установлены Гарнеем на задней кромке антикрыла гоночного автомобиля для создания дополнительной прижимной силы, при этом позволяя увеличить скорость автомобиля при манёвре.
В дальнейшем были проведены различные как экспериментальные, так и численные исследования влияния щитков Гарнея на АДХ ЛА, главным образом на крыльях с умеренной стреловидностью, характерных для пассажирских самолётов. В данной работе проводятся численные исследования мини-щитков на стреловидных крыльях, характерных для современных сверхзвуковых манёвренных самолётов, в широком диапазоне углов атаки, вплоть до закритических значений а = 85. Исследуется структура обтекания крыла, влияние на интенсивность и устойчивость вихревых структур, сходящих с передней кромки крыла, распределение коэффициента давления как на верхней, так и нижней поверхностях.
В работе за основу берется крыло с углом стреловидности по передней кромке Xn.it = 52 (см. Рисунок 6.1).
Крыло имеет удлинение А = 2.43 и скомпоновано из симметричного профиля с относительной толщиной с = 0.05 и относительным радиусом кривизны в носике 0.0025 по потоку. Крутка и угол установки крыла относительно СГФ равны нулю. Крыло взято от базовой модели манёвренного самолёта, представленного в главе 4.
Мини-щитки устанавливались на задней кромке нижней поверхности стреловидного крыла перпендикулярно потоку и имели постоянную высоту h « 2.5% вдоль всего размаха относительно концевого сечения крыла (см. Рисунок 6.1). Численные исследования проводились при малых дозвуковых скоростях М = 0.15 в широком диапазоне углов атаки, вплоть до закритических значений а = 0 - 85 с шагом 5-10 по углу атаки. Число Рейнольдса соответствовало значению Reh « 0.54 106, посчитанному относительно размеров средней аэродинамической хорды (САХ) крыла. При расчёте коэффициентов аэродинамических сил размерные величины относились к скоростному напору q = l/2pV2 « 1600 кг/(м- с2) и характерной площади модели 5кр = 0.3175 м2, при расчёте коэффициента продольного момента mz -дополнительно к САХ базовой трапеции крыла Ьа « 0.451 м. Моменты аэродинамических сил модели вычислялись относительно условного центра масс модели, который располагался на СГФ (ут = 0 ) на расстоянии хт « 0.333 м от носка крыла в корневом сечении.
Задача решалась в симметричной постановке. Строилась структурированная расчётная сетка в ANSYS ICEM CFD (лицензия ЦАГИ №501024), состоящая из 20.5 млн. узлов для крыла без мини-щитка на половину модели и 27 млн. узлов - для крыла с мини-щитком. При построении расчётных сеток большое внимание уделялось задней кромке крыла, вихревому следу в области нескольких характерных размеров крыла вниз по потоку, а также вихревым структурам, существенным образом влияющим на интегральные характеристики. Численные расчёты проводились на крыле как с неотклонённой (б = 0), так и с отклонённой механизацией (б = 20).
Структурированные расчётные сетки имели С-топологию, что позволило более качественным образом описывать вихревой след за крылом. В направлении хорды и размаха крыла количество узлов составляло 200. Кроме того, за крылом на расстоянии корневой хорды от задней кромки выделялась область, в которой количество разбиений составляло 100. Также по направлению размаха крыла от концевого сечения выделялась область, порядка размера хорды концевого сечения крыла с сеточным разбиением 50, для описания сходящего вихря, который в дальнейшем сворачивается в вихревую пелену (Рисунок 6.2). Для описания течения в турбулентном пограничном слое первая ячейка на поверхности крыла соответствовала значению + 1. Расчётные сетки для стреловидного крыла без мини-щитка и с мини-щитком имели практически одинаковую плотность разбиения для корректного сопоставления интегральных характеристик.
Необходимо отметить, что в численных расчётах проводилась верификация, главным образом, связанная со сходимостью результатов расчёта при измельчении расчётной сетки. Проводились численные расчёты вихревого обтекания для стреловидного крыла с мини-щитком на расчётной сетке, состоящей из 51.5 млн. узлов. Главным образом, дополнительные разбиения проводились в области крыла и вихревого следа: по хорде и размаху количество разбиений составляло 300 узлов, в области вихревого следа - 150. Расчёты проводились при нескольких характерных углах атаки = 0,25,50,75,85. Из расчётов получено, что улучшенный вариант сетки не давал каких-либо существенных изменений в зависимостях интегральных характеристик по углу атаки по сравнению с первоначальным. Поэтому все дальнейшие расчёты проводились на первоначальном варианте сеток с общим количеством узлов на половину крыла, как было отмечено ранее, 20.5 млн. для крыла без мини-щитка и 27 млн. для крыла с мини-щитком.
Следует сказать, что в данной части работы используются наработки по проведению численных расчётов вихревого обтекания модели манёвренного самолёта и треугольного крыла, представленных в предыдущих главах, в частности, по построению расчётных сеток для моделирования вихревых течений, «взрыва» вихревых структур и использованию моделей турбулентности для замыкания осреднённых по Рейнольдсу уравнений движения газа. Например, для модели манёвренного самолёта получено удовлетворительное согласование с экспериментальными данными по интегральным характеристикам в диапазоне углов атаки а= 0 -35, а для треугольного крыла - а = 0 -55.
Кроме того, проводились предварительные оценки влияния мини-щитков, их относительной высоты на профилях крыла NACA-0012 и NACA-4412 в двумерной постановке в диапазоне углов атаки а = 0 -г-16 и качественным образом сопоставлялись с работами [71, 73], в которых проводились экспериментальные исследования в АДТ трёхмерных крыльев. По результатам расчётов получено, что с помощью данной методики проведения расчётов удаётся корректным образом оценивать влияние установки мини-щитков, их относительной высоты (h = 1,2,5%) на интегральные характеристики в данном диапазоне углов атаки.
Результаты численных расчётов по влиянию мини-щитков на стреловидном крыле с неотклонённой и отклонённой механизацией на продольные АДХ представлены на Рисунках 6.3 и 6.4 соответственно.
Из рисунков видно, что мини-щитки с малой относительной высотой h = 2.5% существенным образом влияют на АДХ (как на силы, так и моменты). Например, на крыле с неотклонённой механизацией (б = 0) мини-щитки дают практически эквидистантное приращение коэффициента подъёмной силы АСуа « 0.13 в диапазоне углов атаки а = 0 - 40, при дальнейшем увеличении угла атаки влияние мини-щитков на коэффициент подъёмной силы постепенно уменьшается и сводится к нулю при угле атаки а = 85; коэффициент продольного момента mz получает практически эквидистантное приращение момента на пикирование Amz « -0.035 -.-0.04 в диапазоне углов атаки а = 0 - 60, при дальнейшем увеличении угла атаки можно отметить плавное уменьшение приращения коэффициента продольного момента до значений -0.0185 при = 85. Также можно наблюдать практически одинаковое дополнительное приращение коэффициента сопротивления 0.037 в диапазоне углов атаки =15 -85.