Использование панельного метода расчета для исследования сходимости результатов испытаний моделей в аэродинамических трубах на ленточной подвеске и на хвостовой державке

Том XXXIX

УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ ЦАГИ 20 0 8

№ 1 — 2

УДК 533.6.071.08:681.26.07 533.6.071.088

ИСПОЛЬЗОВАНИЕ ПАНЕЛЬНОГО МЕТОДА РАСЧЕТА ДЛЯ ИССЛЕДОВАНИЯ СХОДИМОСТИ РЕЗУЛЬТАТОВ ИСПЫТАНИЙ МОДЕЛЕЙ В АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ ТРУБАХ НА ЛЕНТОЧНОЙ ПОДВЕСКЕ И НА ХВОСТОВОЙ ДЕРЖАВКЕ

А. В. ВОЕВОДИН, Б. Ф. ПРЫСЕВ

Работа посвящена исследованию влияния подвесных устройств разных типов (ленточная подвеска и хвостовая державка) на аэродинамические характеристики моделей летательных аппаратов при их испытании в аэродинамических трубах (АДТ). Проведены подробные экспериментальные и расчетные исследования на примере нескольких моделей маневренных ЛА. Для сравнения также проведены расчеты обтекания модели пассажирского самолета на хвостовой державке без адаптера. Выявлены особенности интерференции моделей с хвостовой державкой и некоторые причины возникновения несоответствия получаемых при ее использовании аэродинамических характеристик с данными испытаний моделей в АДТ на ленточной подвеске. Результаты работы могут быть использованы при анализе аэродинамических характеристик, получаемых при испытании моделей в АДТ, а также при уточнении методики эксперимента в аэродинамических трубах.

Модели современных самолетов, предназначенных для широкого диапазона скоростей и высот, обязательно проходят испытания в аэродинамических трубах дозвуковых, околозвуковых и сверхзвуковых скоростей. Поэтому получение достоверных аэродинамических характеристик и их сходимость в этих трубах является важнейшей задачей, решением которой занимаются как в России, так и за рубежом [1 — 4].

Настоящая работа является продолжением исследований [5], направленных на изучение особенностей интерференции модели с ее подвеской в АДТ. В ней рассматриваются результаты, получаемые в трубах Т-106 и Т-128 ЦАГИ. По своему устройству они относятся к установкам переменной плотности, постоянного действия с замкнутым аэродинамическим контуром и закрытой рабочей частью. Принципиальным отличием при проведении весового эксперимента в этих трубах является способ крепления моделей к подвесным устройствам. В АДТ Т-106 модель устанавливается в трубном положении на ленточной подвеске, которая присоединяется к охватывающей раме механических весов (рис. 1). В АДТ Т-128 модель устанавливается в летном положении с помощью хвостовой державки, которая вместе с внемодельными шестикомпонентными тензометрическими весами находится внутри кожуха обтекателя и крепится к серповидной стойке. В этом случае на модели часто необходимо устанавливать адаптер (рис. 1), что приводит к искажению хвостовой части фюзеляжа и требует введения соответствующих поправок в аэродинамические характеристики. Эти поправки на искажение хвостовой части невозможно определить экспериментальным путем непосредственно в трубе Т-128 из-за отсутствия в ее рабочей части ленточной подвески, поэтому они не вводятся в результаты испытаний. По этой причине аэродинамические характеристики, полученные при испытаниях в трубах Т-106 и Т-128, могут несколько отличаться.

Т-128

Адаптеру

Рис. 1. Схемы крепления модели в рабочей части АДТ Т-106 и Т-128

Рис. 2. Влияние установки имитатора адаптера на обтекание хвостовой области фюзеляжа и зависимости сх вн

В частности, было установлено, что несущие свойства модели с адаптером, расположенным на ее нижней поверхности, оказываются несколько выше. Для ее поляры характерен меньший рост индуктивного сопротивления, в результате чего разница в максимальном аэродинамическом качестве достигает значительной величины. Испытания на ленточной подвеске в АДТ Т-106 для модели, в кормовой части которой был установлен имитатор адаптера, также показали, что его установка (в отсутствие ложной хвостовой державки трубы Т-128) коренным образом изменяет течение в хвостовой области фюзеляжа и в том числе на срезе мотогондол (рис. 2). Это происходит из-за того, что адаптер и прилегающая к нему часть донного среза образуют единую, довольно обширную донную область с большим разрежением. В результате этого донное сопротивление сопл для модели без адаптера из отрицательного, что характерно для сужающейся кормы мотогондолы при безотрывном ее обтекании в дозвуковом потоке [6], становится положительным,

а внутреннее сопротивление их протоков возрастает почти в 1.5 раза (см. зависимости на рис. 2). Суммарная поправка на донное и внутреннее сопротивление для модели с адаптером примерно в 4 раза больше, чем для модели с неискаженной хвостовой частью.

Целью настоящей работы является выяснение возможных причин и механизма возникновения расхождений весовых аэродинамических характеристик при испытании моделей в АДТ на ленточной подвеске и на хвостовой державке. Для этого были проведены подробные расчетные исследования нескольких компоновок маневренных ЛА и пассажирского самолета.

Метод и результаты расчетов. Для численного исследования влияния формы кормовой части модели на ее аэродинамические характеристики целесообразно воспользоваться панельным методом расчета. По сравнению с набирающими сейчас популярность методами СББ панельные методы требуют существенно меньше вычислительных ресурсов и обладают преимуществом оперативности. К их недостаткам можно отнести невозможность рассчитать характеристики, обусловленные трением, и точно учесть особенности течения в зоне кормового отрыва. Однако эффекты трения в данной работе не являются определяющими, а область кормового отрыва можно исключить из рассмотрения с помощью модификации формы кормовой части модели (см. ниже).

Для расчета дозвукового обтекания моделей маневренных ЛА с учетом вариаций формы их кормовых частей использовалась программа УОЯТРЛК [7], основанная на панельном методе. Она предназначена для расчета линейных и нелинейных аэродинамических характеристик летательных аппаратов посредством решения линеаризованной задачи для потенциала при дозвуковых скоростях. Для моделирования фюзеляжа на его поверхности располагаются панели источников с постоянной по панели плотностью распределения, для моделирования крыла используются такие же панели источников и « вихревые рамки» на срединной поверхности крыла. При этом плотности источников на крыле полагаются известными и определяются профилировкой крыла (линейная аппроксимация по толщине). Вихревая пелена заменяется дискретными вихревыми нитями. Их форма определяется в процессе итерационной процедуры из граничных условий на пелене (вихревые нити выстраиваются вдоль местного вектора скорости). Условие непро-текания выполняется в контрольных точках панелей фюзеляжа и срединной поверхности крыла. На задних кромках крыльев выполняется условие Жуковского. Учет сжимаемости потока производится с помощью правила Гетерта. Полное количество неизвестных интенсивностей особенностей для исследованных компоновок составляло 1500 2000 (на полумодель).

При расчете моделей без протока газа через двигатель для уменьшения погрешностей, обусловленных отсутствием точного моделирования течения в области за срезом сопла, использовался следующий прием: к срезу сопла пристраивалась дополнительная поверхность (обтекатель), сходящая по касательной с боковой поверхности сопла и по форме напоминающая отрывной пузырь (продольный размер этого обтекателя составлял от 1.5 до 3 калибров). При этом обеспечивался плавный сход потока с кромок сопла, а нагрузки, действующие на дополнительную поверхность, исключались из суммирования при расчете аэродинамического воздействия на модель ЛА.

Исследование влияния адаптера и державки на обтекание хвостовой части было проведено на примере двух типов моделей, характерных для маневренных ЛА с двумя двигателями (рис. 3).

Рис. 3. Форма исследуемых компоновок

Рис. 4. Влияние установки адаптера и державки на распределение давления в продольном сечении и на зависимости суа

Близко расположенные мотогондолы модели 1, имеющей однокилевое вертикальное оперение, практически интегрированы в фюзеляж. Модель 2 имеет силовую установку с разнесенными мотогондолами и двухкилевое вертикальное оперение. Такое отличие в схемах расположения двигателей приводит к тому, что для испытания модели 1 на хвостовой державке необходимо использовать адаптер, расположенный на нижней поверхности фюзеляжа. На модели 2 адаптер располагается вдоль строительной горизонтали фюзеляжа и выступает из модели как сверху, так и снизу.

При выполнении расчетных исследований модели 1 было рассмотрено три варианта ее конфигураций:

с самолетной хвостовой частью;

с адаптером, т. е. с искаженной хвостовой частью (адаптер был выполнен в виде оживального тела вращения, а отрывная зона за его срезом моделировалась обтекателем, также как и за соплами);

с державкой, соединенной с адаптером по его оси (нагрузка на державку также не учитывалась при подсчете сил и моментов, действующих на модель).

Для модели 2 было рассмотрено два варианта ее конфигураций: с самолетной хвостовой частью;

с цилиндрическим адаптером, большая часть которого расположена над верхней поверхностью кормовой части между мотогондолами.

Из распределения давления в продольном сечении компоновки при угле атаки а = 0 видно, что установка адаптера на нижнюю поверхность приводит к торможению потока непосредственно перед ним и на его головной части, в результате отрицательные значения коэффициента Ср в небольшой области становятся положительными (рис. 4, а). В кормовой части фюзеляжа

наблюдается рост разрежения. Подобное перераспределение давления на поверхности кормовой части фюзеляжа приводит к росту несущих свойств модели, т. е. возникновению дополнительного положительного коэффициента подъемной силы Су о при нулевом угле атаки, а также к увеличению коэффициента сопротивления модели, следствием чего является заметное смещение ее поляры вдоль оси сХа вправо (рис. 4, б и 4, в). Сравнение поляр индуктивного сопротивления на

рис. 4, г (здесь коэффициент сопротивления дается за вычетом его минимального значения сХ ш;п) показывает также наличие небольшого сдвига ее вверх по оси Су , которое, в основном,

связано с увеличением несущих свойств нижней поверхности модели и должно приводить к завышению аэродинамического качества. Следует заметить, что результаты расчетных исследований для компоновки с адаптером и без него качественно согласуются с экспериментальными данными.

Из эпюр распределения давления видно, что присутствие державки способствует уменьшению разрежения в непосредственной близости дна кормовой части фюзеляжа. Это мало сказывается на несущих свойствах модели, но существенно уменьшает лобовое сопротивление модели (из-за наличия довольно больших углов наклона поверхности в кормовой части), которое достигает почти такого же уровня, как и для конфигурации с самолетной хвостовой частью. Поляра смещается при этом вдоль оси СХа влево (сдвига ее по оси Суа не было отмечено). Это обстоятельство указывает на то, что при испытаниях модели на хвостовой державке помимо поправки на архимедову силу, которая действует на всю модель при наличии градиента статического давления в рабочей части трубы, необходимо вводить поправку на сопротивление, которая учитывает интерференцию державки непосредственно с кормовой частью. Ее можно получить при испытаниях модели с адаптером на лентах (или с помощью другого вспомогательного подвесного устройства) в присутствии за ней ложной державки или хотя бы ее части. В противном случае испытания модели в АДТ на хвостовой державке будут давать заниженное сопротивление.

Поле давления на нижней поверхности модели более наглядно показывает особенности перераспределения давления от установки на нее адаптера и державки (рис. 5). Видны области подпора перед адаптером (темное пятно) и разрежения в окрестности среза сопл (отображаются светлыми пятнами). Присоединение державки устраняет разрежение у среза сопл (светлые пятна пропадают).

Ж

Подпор.

а)

Рис. 5. Поле давления на нижней поверхности модели 1:

- с самолетной хвостовой частью; б — с адаптером (искаженная хвостовая часть); в — с адаптером и державкой

а

Рис. 6. Влияние установки цилиндрического адаптера на распределение давления в продольном сечении и

на зависимости суа

На рис. 6 приведены аналогичные результаты расчетов для модели 2 с разнесенными мотогондолами в присутствии цилиндрического адаптера и без него. Следует заметить, что в отличие от модели 1 перераспределение давления на модели 2 происходит плавно и имеет место в основном на поверхности кормы (рис. 6, а). В частности, разгон потока на нижней поверхности и его торможение за фонарем способствуют снижению несущих свойств модели и, как следствие, возникновению отрицательного приращения коэффициента подъемной силы при нулевом угле атаки (рис. 6, б). Наличие на компоновке цилиндрического адаптера приводит к небольшому увеличению коэффициента сопротивления модели, вследствие чего значительного смещения ее поляры вдоль оси сх не наблюдается (рис. 6, в). Это свидетельствует о том, что обтекание

в кормовой части модели существенно зависит от геометрической формы самого адаптера. Следует заметить, что из-за малого значения Ас^ 0 явного смещения вниз по оси су поляры индуктивного сопротивления для модели 2 с адаптером также не было отмечено.

Представляет практический интерес также рассмотрение влияния державки на обтекание кормовой части фюзеляжа в отсутствие адаптера. Такая ситуация возникает, например, при испытании моделей пассажирских самолетов на внутримодельных тензовесах. Проведенный расчет такой компоновки (рис. 7) показал, что наличие цилиндрической державки приводит к перераспределению давления в кормовой части модели, в результате чего на ней образуется местная сила тяги (рис. 7, а). В данном случае уменьшение коэффициента сопротивления за счет интерференции

1—1 2

а=0

М=0.7

Нижняя поверхность -без державки -с державкой

Верхняя поверхность без державки с державкой

а)

Рис. 7. Влияние установки державки на распределение давления в продольном сечении и в кормовой части фюзеляжа

пассажирского самолета

хвостовой державки с моделью при дозвуковых скоростях составляет 5 — 7 каунтов. Это связано с возникновением подпора на сужающейся нижней поверхности хвостовой части фюзеляжа непосредственно перед державкой (рис. 7, б и 7, в).

Оценка приращения максимального аэродинамического качества модели при установке на нее адаптера. Анализируя результаты расчетов для моделей 1 и 2, можно видеть, что направление смещения поляр индуктивного сопротивления вдоль оси су зависит от знака приращения коэффициента подъемной силы суа 0 при нулевом угле атаки. Основываясь на этом, получим приближенную оценку изменения максимального аэродинамического качества модели при установке на нее адаптера. То, что его присутствие на модели приводит, главным образом, к изменению течения в ограниченной области хвостовой части фюзеляжа, позволяет, по-видимому, для этой цели использовать запись поляры, соответствующей обтеканию тела без реализации подсасывающей силы в виде:

С*а 0 + СУа «•

Преобразуя (1) с помощью линейной зависимости для коэффициента подъемной силы с

Уа

от угла атаки а

СУа СУа0

+ с У_ а,

можно представить запись поляры в виде:

-0.3

0

0.3

0.6

с, = с, min +-7Т

где

-ха min а у Уа Уа

Уа

с = с _ и с* = сУа0

"хаmin ^ха0 , а Уа

4са Уа 2

Уа

Из уравнения (3) можно получить соотношение для максимального аэродинамического качества:

са

К„,х = —-------------------------------------------------------------•

с2

с са + _Уа0 - с

ха тш Уа Л У а 0

Из результатов расчетов следует, что для поляр, которые были проанализированы выше, коэффициент минимального сопротивления для модели с искаженной хвостовой частью фюзеляжа можно записать в виде:

сха тш иск = сха тш сам +

где Асха мод + ад — изменение сопротивления модели при установке на нее адаптера; Асха ИНТад + держ — поправка на интерференцию хвостовой державки с моделью при наличии на ней адаптера.

Очевидно, что когда (Асха мод + ад — Асха ИНТад + держ) ~ 0, т- е. при сха minиск ~ сха minсам , изменение максимального аэродинамического качества АКтах связано только со смещением поляры индуктивного сопротивления вдоль оси с^ . В этом случае, учитывая, что производные

с^а иск ~ с^а сам , получим следующее соотношение для приближенной оценки приращения АКтах :

АК = К _ К ^

^^^тах тах иск тах сам

АсУ 0

Уа” _______________________________________________________К

~ тах иск’ V /

с са + ^°Уа0 иск АсУа0) _

ха min иск У а иск 4 V У а 0 иск У а 0'

где АсУа 0 = сУа 0 иск _ сУа 0 сам , а значение Ктах иск определяется с°°тношением

коэффициенты сха тщ иск, с^ иск, сУа 0 иск и оценив приращение АсУа 0 при установке на модель

адаптера (из эксперимента или расчета), можно по формуле (6) вычислить изменение максимального аэродинамического качества. Тогда для оценки Ктах сам модели с самолетной хвостовой частью нужно из значения Ктах иск модели на хвостовой державке вычесть полученное приращение АКтах, т. е. Ктах сам “ Ктах иск _АКтах . Следует заметить, что значение АКтах совпадает

по знаку с величиной Асу 0 . Следовательно, если при установке адаптера несущие свойства модели увеличиваются, то ее максимальное аэродинамическое качество повышается за счет смещения поляры индуктивного сопротивления вверх вдоль оси с у , и наоборот.

В частности, для модели 1 согласно данным эксперимента при Асу 0 = 0.05 приращение аэродинамического качества составляет AKmax=0.7. Значения коэффициентов с minиск = 0.02,

сУа0 иск = 0 06 и с^ иск = 4.91 (при задании угла атаки а в радианах), которые использовались при

оценке AKmax, были получены из испытаний модели на хвостовой державке. Соответственно из

расчетов получено AKmax= 0.56 при Асу 0 = 0.04. Таким образом, приближенная оценка AKmax

хорошо согласуется с данными испытаний в АДТ моделей с искаженной и самолетной хвостовыми частями фюзеляжа. Это свидетельствует о том, что в рассматриваемых случаях изменение сопротивления модели при установке на нее адаптера Acx^ мод + ад и поправка на интерференцию

хвостовой державки с моделью AcXa ИНТад + держ близки, т. е. выполняется соотношение

с ~ с

xa min иск xa min сам'

Таким образом, в результате проведенных исследований был выяснен механизм возникновения расхождений весовых аэродинамических характеристик при испытании моделей в АДТ на ленточной подвеске и на хвостовой державке.

Установка адаптера приводит к изменению несущих свойств модели и, как следствие, к смещению поляры индуктивного сопротивления по вертикали вдоль оси су , что является одной

из основных причин расхождения коэффициента максимального аэродинамического качества.

Расхождение коэффициента лобового сопротивления связано как с перераспределением давления из-за искажения адаптером геометрии модели, так и с влиянием хвостовой державки на обтекание в непосредственной близости ее кормы. Последняя причина при безотрывном обтекании приводит к занижению сопротивления и завышению максимального аэродинамического качества модели.

Поправку на искажение хвостовой части модели к ее весовым аэродинамическим характеристикам, которую обычно получают при испытаниях модели с адаптером на лентах, необходимо получать в присутствии ложной хвостовой державки.

ЛИТЕРАТУРА

1. Eckert D. Correction of support influences on measurements with sting mounted wind tunnel models // AGARD Conference Proceedings 535, Wall Interference, Support Interference and Flow Field Measurements. — Brussels, Belgium, 4 — 7 October 1993.

2. Neyland V. M. The traditional and new methods of accounting for the factors distorting the flow over a model in large transonic wind tunnel // AGARD Conference Proceedings 535,

Wall Interference, Support Interference and Flow Field Measurements. — Brussels, Belgium,

4 — 7 October 1993.

3. Glazkov S. A., Gorbushin A. R., Khozyaenko N. N, Konotop T. V.,

T e r e k h i n V. A. Investigation of the rear support interference on the aerodynamic characteristics of the RRJ-95 model in the T-128 transonic wind tunnel // 21st International Congress On Instrumentation in Aerospace Simulation Facilities, August 29th — September 1st, 2005, Sendai International Center, Sendai, JAPAN.

4. Hammond D. G., Wilkerson C. Jr. An evaluation of single and multiple sting support methods to obtain unmodified interference-free wind tunnel data // AIAA Paper 71-267.

1971.

5. Воеводин А. В., Прысев Б. Ф. К вопросу аэродинамики подвесного устройства механических весов аэродинамической трубы Т-102 // Ученые записки ЦАГИ. 2006.

Т. XXXVII, № 3.

6. Кюхеман Д. Аэродинамическое проектирование самолетов. — М.: Машиностроение, 1983.

7. Воеводин А. В., Судаков Г. Г. Метод расчета аэродинамических характеристик отрывного обтекания летательного аппарата дозвуковым потоком газа // Ученые записки ЦАГИ. 1992. Т. XXIII, № 3.

Рукопись поступила 26/II2007 г.