Численное исследование влияния обледенения передних кромок несущих поверхностей на аэродинамические характеристики модели пассажирского самолета

2009

НАУЧНЫЙ ВЕСТНИК МГТУ ГА серия Эксплуатация воздушного транспорта. Безопасность полетов

№149

УДК 629.735.33.015.3.025.34

ЧИСЛЕННОЕ ИССЛЕДОВАНИЕ ВЛИЯНИЯ ОБЛЕДЕНЕНИЯ ПЕРЕДНИХ КРОМОК НЕСУЩИХ ПОВЕРХНОСТЕЙ НА АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ МОДЕЛИ ПАССАЖИРСКОГО САМОЛЕТА

О.В. ПАВЛЕНКО

Статья представлена доктором технических наук, профессором Петровым А.В.

Численное исследование по изучению влияния обледенения на аэродинамические характеристики модели пассажирского самолета выполнено по программе решения осредненных по Рейнольдсу уравнений Навье-Стокса. Проведено сравнение результатов расчета с экспериментальными данными, полученными в аэродинамической трубе.

Ключевые слова: влияние обледенения, аэродинамические характеристики, экспериментальные данные.

Введение

Одним из наиболее опасных воздействий окружающей среды на летательные аппараты является обледенение. Нарастание льда в полете обычно происходит при относительно небольших отрицательных температурах и небольшой скорости полета, когда самолет входит в зону с большим содержанием переохлажденных капель воды. Вследствие воздействия обледенения ухудшаются аэродинамические характеристики, у самолета с обледенелыми элементами существенно увеличивается лобовое сопротивление, уменьшается максимальная подъемная сила и критический угол атаки, уменьшается скорость, увеличивается расход топлива, происходят изменения балансировочных характеристик, что может привести к аварийной ситуации. В настоящее время, с развитием компьютерных технологий, для исследования обтекания крыльев и сложных компоновок самолетов широко применяются расчетные методы [1]. Данное численное исследование обтекания потоком вязкого несжимаемого газа было проведено с целью оценки влияния обледенения на аэродинамические характеристики поисковой модели пассажирского самолета.

Постановка задачи

Для моделирования формы льда использованы данные по обледенению крыла и горизонтального оперения, утвержденные АР МАК для сертификации ближнемагистрального пассажирского самолета. На основе этих данных разработана и создана математическая модель ледяных наростов, которая была использована при изготовлении имитаторов льда для экспериментальной модели самолета, а также при выполнении расчетных исследований (рис. 1).

а) сечение САХ крыла б) сечение САХ горизонтального оперения

Рис. 1. Сечения несущих поверхностей с имитаторами льда

Расчетное исследование влияния обледенения на аэродинамические характеристики проведено на полной компоновке математической модели самолета [2], которая практически полно-

стью соответствует экспериментальной (за исключением обтекателей механизмов закрылков и зализов несущих поверхностей с фюзеляжем), выполненной в масштабе М 1:14.5. Общий вид модели самолета показан на рис. 2.

Рис. 2. Общий вид модели самолета Рис. 3. Расчетная сетка самолета с имитаторами льда

Расчет проведен на структурированной сетке (рис. 3) в условиях, которые соответствуют проведению эксперимента в аэродинамической трубе при числах Маха М = 0.2 и Рейнольдса Re = 0.98 • 106.

Метод расчета

Расчеты обтекания потоком вязкого несжимаемого газа профилей, крыльев и полной компоновки самолета с имитаторами льда были выполнены в программе FLUENT, основанной на решении осредненных по Рейнольдсу уравнений Навье-Стокса. Так как турбулентное течение оказывает значительное влияние в пристеночной области крыла, в данной работе использована k-e модель турбулентности с улучшенным моделированием параметров турбулентности вблизи стенки и учетом влияния градиента давления.

Количество ячеек сетки без имитатора льда - 1,2 млн. элементов, с имитатором льда -1,4 млн. элементов. Относительно небольшое количество ячеек вполне подходит для предварительного оценочного расчета, что подтверждается сравнением с экспериментом.

Расчетные сетки были построены в программе ANSYS ICEM CFD в соответствии с требованиями программы расчета, так что параметр у+ , характеризующий расчет вязкого подслоя, для всех расчетных сеток находился в диапазоне 0.5 < у+ < 3.5

Результаты расчета

Сравнение экспериментальных и расчетных результатов на рис. 4 и рис. 5 показывает, что расчетные зависимости отражают основные особенности изменения аэродинамических характеристик как исходной модели самолета, так и с имитаторами льда.

Максимальное значение подъемной силы модели с имитаторами льда достигается при таком же угле атаки, как и в расчете (а = 10°). При углах атаки a > 12° как расчет, так и эксперимент показывают, что на модели с имитаторами льда происходит увеличение подъемной силы, и при а = 20° величины коэффициентов подъемной силы модели самолета с имитаторами льда и без них становятся практически одинаковыми (рис. 4).

На модели без имитаторов льда зависимости момента тангажа от угла атаки и от коэффициента подъемной силы (рис. 4, 5) показывают, что наблюдается нелинейность типа «ложка» -существенное ухудшение продольной статической устойчивости при a = 8° ^ 14°, а при a > 12° ^ 14° резкое возрастание момента тангажа на пикирование.

Горизонтальное оперение обеспечивает продольную статическую устойчивость самолета, однако исходная зависимость mz (а) является существенно нелинейной вследствие нелинейного изменения приращения подъемной силы горизонтального оперения по углу атаки (рис. 6 б), нелинейность которой усиливается при установке имитатора льда на горизонтальное оперение.

а) эксперимент б) расчет

Рис. 4. Влияние имитаторов льда на зависимость коэффициента подъемной силы и момента тангажа модели от угла атаки

а) эксперимент

б) расчет

Рис. 5. Влияние имитаторов льда на зависимость момента тангажа модели от коэффициента подъемной силы

Рис. 6. Влияние имитаторов льда на след потока за крылом и распределение давления

в сечении САХ горизонтального оперения

По линиям тока на рис. 6 видно, что на угле атаки а = 10° установка имитатора льда на крыле способствует расширению следа возмущенного потока за крылом и, соответственно, к более раннему по углу атаки попаданию горизонтального оперения в этот след (а=10°). При этом в сечении средней аэродинамической хорды горизонтального оперения с имитатором льда наблюдается разрежение на верхней и нижней поверхности профиля. Вследствие этого происходит слабый рост подъемной силы и увеличение момента тангажа на кабрирование. При увеличении угла атаки до а = 15° и выходе горизонтального оперения из следа за крылом в сечении средней аэродинамической хорды с имитатором льда увеличивается разрежение, вследствие формирования вихревого течения. В результате подъемная сила горизонтального оперения с имитатором льда становится больше, чем у горизонтального оперения без имитатора льда, и происходит резкое увеличение момента тангажа на пикирование.

Выводы

Расчетные исследования позволили дополнить данные эксперимента в аэродинамической трубе информацией о распределении давления по поверхности модели самолета, о структуре течения вблизи несущих поверхностей с имитаторами льда. Численное исследование определило причину увеличения подъемной силы самолета с имитаторами льда, исследовало влияние обледенения на продольную статическую устойчивость самолета и попадание горизонтального оперения в область потока за крылом. Результаты расчета показали удовлетворительное согласование с экспериментальными данными как по характеру изменения аэродинамических характеристик, так и по углу атаки, что позволило в дальнейшем провести расчеты и сделать прогноз влияния обледенения на аэродинамические характеристики самолета в условиях полета.

ЛИТЕРАТУРА

1. Вышинский В.В., Судаков Г.Г. Применение численных методов в задачах аэродинамического проектирования. - М.: ЦАГИ, 2007.

2. Павленко О.В. Численное исследование влияния ледяных наростов на передних кромках крыла и горизонтального оперения на аэродинамические характеристики модели регионального пассажирского самолета // Техника Воздушного флота, №2, 2008.

NUMERICAL INVESTIGATION OF THE EFFECT OF LIFTING SURFACES LEADING ADGE ICE ACCRETION ON THE AERODYNAMIC CHARACTERISTICS OF A CIVIL AIRCRAFT MODEL

Pavlenko O.V.

Numerical investigations of the effect of ice accretion on the leading edges of the wing and horizontal tail on aerodynamic characteristics of the model of a civil aircraft were based on the solution of the RANS equations. Comparison with wind tunnel experimental date is performed.

Сведения об авторе

Павленко Ольга Викторовна, окончила МАИ им. С. Орджоникидзе (1987), младший научный сотрудник ЦАГИ, автор 14 научных работ, область научных интересов - численное моделирование течений вязкого газа и влияние обледенения на аэродинамические характеристики самолета.