Введение к работе
Актуальность проблемы. В настоящее время на значительной части типов самолётов и особенно на современных транспортных и пассажирских воздушных судах применяется в основном щелевая механизация крыла. Её оптимизация даже в простом случае (предкрылок и/или однощелевой закрылок) представляет большие трудности из-за большого числа варьируемых параметров (форма предкрылка, закрылка и основного профиля в местах их сопряжения, относительные размеры отклоняемых элементов, углы отклонения и расположение их относительно основной части профиля) и значительным влиянием её элементов друг на друга. В этих условиях отработка механизации в экспериментальных программах оказывается очень затратной и долговременной. Поэтому крайне необходимо применение надёжных расчётных методов, учитывающих взаимное влияние отдельных частей разрезного крыла.
Обтекание крыла с отклонённой взлётно-посадочной механизацией сопровождается различного рода отрывами течения. На малых и умеренных углах атаки могут возникать отрывы на верхней поверхности закрылка. На больших углах атаки развиваются отрывы на гладких верхних поверхностях предкрылка и основного крыла. На современных суперкритических профилях (и не только) возможно образование и локальных отрывов (так называемых коротких или длинных „пузырей"), разрушение которых приводит к крупномасштабным срывам течения и, следовательно, к резкому падению несущих свойств. Вязкие следы от элементов, расположенных вверх по потоку (предкрылка, основного профиля) и преобразующиеся в заторможенные зоны над закрылком, в значительной мере влияют на обтекание системы в целом. К тому же для элементов механизированного крыла числа Рейнольдса значительно различаются, что определяет повышенные требования к вычислительным моделям.
Описание таких сложных течений возможно лишь на базе полных уравнений аэродинамики — уравнений Навье-Стокса. В то же время современные методы расчёта осреднённых по Рейнольдсу уравнений Навье-Стокса (уравнений Рейнольдса) с различными моделями турбулентности имеют определённые ограничения. Это связано с тем, что модель турбулентности есть некоторое полуэмпирическое осреднённое представление о таком нестационарном процессе, как турбулентность. Соответственно при построении этих моделей принимаются различные допущения и гипотезы. Это в итоге приводит к тому, что для каждого типа задач характерна какая-то своя модель или группа моделей.
Из литературы известно, что невозможно точно предсказать возникновение больших отрывных зон при наличии значительных градиентов давления, которые имеют место на очень важных (около- и закритических) углах атаки. Есть также вопросы, связанные с образованием и разрушением локальных отрывов. Хотя можно отметить, что данные расчётные методы довольно корректно описывают диффузорный отрыв у задней кромки, когда он ещё не
принимает глобальный характер.
Поэтому данная задача проектирования механизированного профиля разбивается на две подзадачи: на задачу физически адекватного расчёта обтекания механизированного профиля (или крыла), и собственно задачу оптимизации. При решении первой задачи мы должны определить область применимости используемых вычислительных методов и моделей применительно к данной проблеме. При решении второй — найти экономичный способ решения задачи проектирования механизации крыла для различных ограничений (условий).
Таким образом, актуальность работы определяется необходимостью разработки надёжных численных методов аэродинамического проектирования взлётно-посадочной механизации, обеспечивающей повышение уровня безопасности взлёта и посадки перспективных самолётов и удовлетворения требований к взлётно-посадочным дистанциям, предъявляемым для разных классов самолётов.
Цель диссертационной работы состоит в разработке методов для проведения оптимизации положения различных элементов многоэлементного профиля с использованием существующих программных пакетов вычислительной аэродинамики и собственных разработок, а также в обосновании выбора модели турбулентности, адекватно описывающей процессы, происходящие при обтекании механизированного профиля, и с достаточной степенью достоверности рассчитывающих распределённые и интегральные аэродинамические нагрузки, особенно в области критических углов атаки.
Научная новизна заключается в том, что разработана эффективная методика оптимизации механизированных профилей с учётом ограничений, связанных как с моделированием их обтекания, так и с особенностями процесса проектирования на требуемых режимах.
Разработан метод сопоставления расчётных и экспериментальных данных в условиях обтекания механизированных профилей (отсеков крыльев) в аэродинамической трубе с открытой рабочей частью.
Приведены результаты сопоставления для двух современных высоконесущих профилей. Продемонстрирована высокая точность расчётов по методу (программе) основанному на решении уравнений Рейнольдса с моделью турбулентности Спаларта-Аллмараса в широком диапазоне углов атаки (вплоть до а эксп), а также показаны её недостатки для других режимов обтекания.
Дан полный анализ обтекания многоэлементных профилей: высоконесущего профиля перспективного самолёта местных воздушных линий и суперкритического профиля перспективного ближнемагистрального пассажирского самолёта, в том числе и для оптимизированных положений элементов данных профилей.
Достоверность результатов обеспечивается тщательным тестированием метода и программы расчёта: на разных этапах разработки программы проводилась верификация с точными решениями и результатами, полученными
по другим программам и результатами других авторов; проведена валидация программы с подробными экспериментальными исследованиями характеристик двух механизированных профилей в аэродинамической трубе Т-203 СибНИА. Практическая значимость работы состоит в:
создании методики оптимизации механизированных профилей при наличии различного рода ограничений для целей совместного использования с программными пакетами вычислительной аэродинамики, применяемых для расчёта обтекания многоэлементного профиля. Данная методика позволяет сократить время и стоимость разработки взлётно-посадочной механизации крыльев самолётов, в частности, путём уменьшения числа испытаний моделей в аэродинамических трубах;
описании особенностей проведения оптимизации механизированных профилей, что необходимо для проведения правильного проектирования на практике;
разработке научно-методической основы для проведения сопоставления расчётных и экспериментальных данных, а также исследования возможностей и анализа существующих и разрабатываемых моделей турбулентности применительно к обтеканию изолированных и многозвенных профилей;
описании особенностей обтекания механизированного профиля, что необходимо для правильного проведения процесса его проектирования.
Полученные результаты используются для проведения расчётных исследований при аэродинамическом проектировании механизированных профилей в НИР СибНИА по контрактам с Роспромом и договорам с различными авиационными КБ, а также инициативных исследований.
Автор защищает следующие результаты:
Методику оптимизации механизированного профиля при заданных условиях и ограничениях, позволяющая ускорить процесс проектирования и отработки многоэлементных профилей.
Результаты оптимизации двух- и трёхзвенных механизированных профилей и анализа их обтекания.
Методику проведения валидации методов расчёта обтекания профилей (отсеков крыльев) на базе сопоставления с экспериментальными данными, полученными при продувках в аэродинамической трубе Т-203 СибНИА с открытой рабочей частью (или других АДТ данного класса).
Результаты валидации двух современных механизированных профилей: высоконесущего профиля самолёта Бе—101 с отклонённым закрылком и трёхзвенного суперкритического профиля самолёта SSJ-130 с предкрылком и закрылком.
Результаты исследования особенностей обтекания механизированных профилей.
Апробация работы. Результаты работы докладывались и обсуждались на международных и российских научных конференциях, в том числе на VI, VII и VIII Международной конференции по аэрофизическим исследованиям ICMAR (2007, 2008, 2010), 10-ой Российско-китайской конференции China-Russia Aeronautic Science & Technology (2009), 11-ой Российско-китайской
конференции „Fundamental Problems of Aircraft Flight Physics, Flight Dynamics, Strength and Aeroacoustics" (2011), XX школе-семинаре ЦАГИ „Аэродинамика летательных аппаратов" (2009), XXII научно-технической конференции ЦАГИ "Аэродинамика летательных аппаратов" (2011), на Российской научно-технической конференции „Аэродинамика и прочность конструкций летательных аппаратов" (СибНИА, 2005, 2008), на Чаплыгинских чтениях (СибНИА, 2009).
Публикации. Основные результаты опубликованы в 14 работах, список которых приведен в конце автореферата.
Личный вклад автора. При выполнении работ по теме диссертации диссертант участвовал в постановке задач и анализе результатов, подготовке печатных работ и докладов на конференциях. Основные результаты диссертации получены при непосредственном участии автора. Им разработана программа расчёта обтекания тел, проведены все расчёты, представленные в работе, а также выполнено научное сопровождение экспериментов. Результаты совместных работ представлены в диссертации с согласия соавторов.
Структура и объём диссертации. Диссертация состоит из введения, четырёх глав, заключения и списка литературы. Объем диссертации составляет 194 страницы, включая 85 рисунков и 113 наименований цитируемой литературы.
