Аэродинамические характеристики стабилизирующих поверхностей при дозвуковом вихревом обтекании

2013

НАУЧНЫЙ ВЕСТНИК МГТУ ГА

№ 188

УДК 533.6.011

АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ СТАБИЛИЗИРУЮЩИХ ПОВЕРХНОСТЕЙ ПРИ ДОЗВУКОВОМ ВИХРЕВОМ ОБТЕКАНИИ

А.С. ЕПИХИН, В.Т. КАЛУГИН, П.А.ЧЕРНУХА

Проведен анализ влияния вихрей на аэродинамические стабилизирующие поверхности. Для численного моделирования обтекания использовался открытый пакет ОреиГОЛЫ. Выполнен расчет и проведена оценка возмущений, обусловленных наличием тормозного щитка, на киль летательного аппарата. Для снижения динамических нагрузок был предложен вариант тормозного щитка с перфорацией.

Ключевые слова: открытый пакет OpenFOAM, модель турбулентности LES, тормозной щиток, киль, поперечная сила, перфорация.

Введение

Моделирование вихревых течений и их взаимодействие с несущими поверхностями стало одной из актуальных задач в области авиации и ракетостроения. Особое место занимает проблема образования вихревых структур при обтекании летательного аппарата. При эксплуатации некоторых типов самолетов столкнулись с проблемой срыва обшивки с киля. Это объясняется тем, что вихри, образующиеся за тормозным щитком, установленным под большим углом атаки, проходят над хвостовым оперением и вызывают пульсации аэродинамических сил на киле самолета. Пульсации давления, действующие на упругую конструкцию летательного аппарата, возбуждают вибрацию обшивки, стенок топливных баков и других элементов летательного аппарата, колебания несущих поверхностей и органов управления. Проблема влияния вихревых воздействий на киль летательного аппарата также рассматривается в работах [1-3]. Явление срыва вихрей актуально и в вопросе обеспечения безопасности различных зданий и сооружений. При обтекании различных высотных зданий, систем дымовых труб вихри срываются с наветренной стороны, вызывая колебания и вибрации данных объектов, а также оказывают влияния на прилегающие строения.

Исследуемые конфигурации

Рассмотрена задача о моделировании вихревых течений для случая обтекания тормозного щитка, расположенного перед килем летательного аппарата на расстоянии 1 = 1/1 щ = 1, выдвигаемого в поток с углами наклона Ь = 0°; 60°, и воздействия вихрей на стабилизирующие поверхности летательного аппарата. В пакете So1idWorks смоделирован тормозной щиток и киль самолета в масштабе 1:1 (рис. 1а). Модель тормозного щитка представляла собой прямоугольный параллелепипед с характерной длиной сторон 11 = 1,1 м и 12 = 1,07 м (рис. 1б). Также предложен вариант тормозного щитка для снижения динамических нагрузок на киль самолета путем перфорации (рис. 1в). Щиток перфорировался отверстиями d = 50 мм. Степень перфорации а = s Л = 0,3.

отв щ '

Методика расчета

Для решения поставленной задачи был использован открытый пакет OpenFOAM (Open Field Operation and Manipulation). Этот пакет поставляется с растущим набором написанных решателей, применимых к широкому кругу задач. Решатель - численная модель интегрирования

дифференциальных уравнений в частных производных, основанная на методе конечного объема. Для расчета был выбран решатель pisoFOAM с использованием модели турбулентности LES (моделирование больших вихрей). PisoFoam - решатель для нестационарного несжимаемого турбулентного потока, использующий алгоритм PISO для связи уравнения скорости и давления.

«

i

б

Рис. 1. Модель исследуемых стабилизирующих поверхностей: а - часть ЛА в изометрической проекции; б - исходный тормозной щиток; в - перфорированный тормозной щиток

Основная идея LES заключается в формальном математическом разделении крупных и мелких вихревых структур посредством той или иной операции, например, операции фильтрации. В качестве среднего значения функции в точке берется среднее значение этой функции по объему ячейки расчетной сетки. Чем больше объем осреднения (шаг сетки или ширина фильтра), тем больше теряется информации о процессах подсеточного переноса. Данный подход ограничивается исследованием течений только в масштабах, превышающих некоторую заданную величину (ширину фильтра). В методе LES осуществляется решение фильтрованных по пространству уравнений Навье-Стокса и разрешается движение только крупных вихрей [4].

Выбор модели турбулентности

Для обоснования выбора модели турбулентности был проведен ряд тестовых расчетов. Исследуемые тела представляли собой: а) цилиндрическое тело диаметром d = 20 мм; б) правильная треугольная призма с характерной длиной стороны l = 25 мм. Ширина каждого тела составляла h = 100 мм. Скорость набегающего потока V = 20 м/с. Угол атаки набегающего потока равен a = 0. Были получены вихревые структуры обтекания цилиндрического тела и правильной треугольной призмы, а также значения аэродинамических коэффициентов исследуемых тел, которые хорошо согласуются с данными экспериментов [5; 6].

Результаты расчета

В работе проведены расчеты для киля самолета без тормозного щитка, с исходным тормозным щитком и с перфорированным тормозным щитком. В ходе расчета проводился анализ влияния тормозного щитка на динамические нагрузки на киль самолета, а также сравнивались аэродинамические характеристики разных тормозных щитков. Ниже представлены обезразме-ренные скоростным напором q и площадью поперечного сечения S пульсации поперечной силы cz = Fz/qS при обтекании киля самолета без тормозного щитка (рис. 2). Полученные данные показывают, что присутствуют небольшие пульсации поперечной силы, вызванные срывом вих-

а

в

рей с боковых поверхностей киля, а также особенностью используемой модели турбулентности LES. Средняя величина пульсаций составляет cz = ±0,05.

П рт^птГТ "TjFT^

!WT7 JVW"5 *> «

Рис. 2. Пульсации поперечной силы при обтекании киля без тормозного щитка

При наличии исходного тормозного щитка величина пульсаций поперечной силы значительно возрастает. Было установлено, что динамические нагрузки на киль, вызванные тормозным щитком, в 6 раз больше, чем пульсации силы при отсутствии тормозного щитка (рис 3). Пульсации поперечной силы обусловлены различным значением давления на правой и левой стороне киля в каждый момент времени. Средняя величина пульсаций в этом случае составляет с2 = ±0,3.

Для исходного тормозного щитка расчетные величины коэффициента лобового сопротивления и подъемной силы составляют сх = 1,06; су = -0,6. щ

0,3 0,2 ОД

-ОД -0,2 -0,3 -0,4

Рис 3. Пульсации поперечной силы при обтекании киля с исходным тормозным щитком

При наличии перфорированного тормозного щитка величина пульсаций поперечной силы незначительно увеличивается по сравнению с обтеканием без тормозного щитка. Пульсации поперечной силы на киле, вызванные перфорированным тормозным щитком, в 3 раз больше, чем пульсации силы при отсутствии тормозного щитка (рис. 4). Средняя величина пульсаций в таком случае составляет с2 = ±0,15. Динамические нагрузки на киль для перфорированного тор-

мозного щитка снизились на 45 % по сравнению с исходным тормозным щитком. Это связано с тем, что за счет перфорации происходит дробление поля течения и уменьшаются размеры вихрей.

Для перфорированного тормозного щитка расчетные величины коэффициента лобового сопротивления и подъемной силы составляют сх = 0,95; су = -0,34.

0,4 0,3 0,2 ОД

-ОД -0,2 -0,3 -0,4 -0,5

Заключение

Результаты расчета сравнивались с экспериментом, проведенным в ЦАГИ, по результатам которого динамическая нагрузка, вызванная тормозным щитком на киль самолета, в 7 раз больше. В расчетном случае динамическая нагрузка на киль самолета, вызванная тормозным щитком, была в 6-8 раз больше. Видно, что данные эксперимента и расчетов совпадают на приемлемом уровне для инженерной практики.

За счет перфорации тормозного щитка удалось снизить значение динамических нагрузок на киль самолета на 40 - 50%. Коэффициент лобового сопротивления щитка снизился на 11%, а коэффициент подъемной силы щитка на 46%. Если щиток используется как управляющее устройство при посадке самолета, то чем меньше коэффициент подъемной силы щитка, тем меньший отрицательный эффект он вызывает. Таким образом, за счет перфорации тормозного щитка удалось достичь снижения динамических нагрузок на киль самолета, а также уменьшить коэффициент подъемной силы тормозного щитка.

ГПРг '« 1

о 2 3 1 ™ [ U с

Рис 4. Пульсации поперечной силы при обтекании киля с перфорированным тормозным щитком

ЛИТЕРАТУРА

1. Moses Robert W. Vertical Tail Buffeting Alleviation Using Piezoelectric Actuators - Some Results of the Actively Controlled Response of Buffet-Affected Tails. National Aeronautics and Space Administration Langley Research Center Hampton, Virginia 23681-0001, April, 1997.

2. Moses Robert W., Shah Gautam H. Correlation of Fin Buffet Pressures on an F/A-18 With Scaled Wind-Tunnel Measurements, CEAS/AIAA/ICASE/NASA Langley International Forum on Aeroelasticity and Structural Dynamics 1999, Williamsburg, Virginia, June, 22-25.

3. Moses R. W. and Pendleton E. A Comparison of Pressure Measurements Between a Full-Scale and a 1/6-Scale F/A-18 Twin Tail During Buffet, AGARD Report 815, p. 6-1 to p. 6-12, Florence, Italy, September 4,5, 1996.

4. Волков К.Н., Емельянов В.Н. Моделирование крупных вихрей в расчетах турбулентных течений. - М.: Физматлит, 2008.

5. Hoerner S.F. Fluid-dynamic drag. - Published by author, 1965.

6. Головкин М.А., Головкин В.А. Вопросы вихревой гидромеханики. - М.: Физматлит, 2009.

THE AERODYNAMIC CHARACTERISTICS OF STABILIZING SURFACES AT SUBSONIC VORTEX FLOW

Yepikhin A.S., Kalugin V.T., Chernukha P.A.

The effect of the vortices on the aerodynamic stabilizing surfaces. For the numerical simulation of flow used open package OpenFOAM. The calculation and the estimation of disturbances caused by the presence of brake flap to the vertical stabilizer of the aircraft. To reduce the dynamic loads were offered the option of brake flap with perforation.

Key words: open package OpenFOAM; turbulence model LES; speed brake, vertical stabilizer, lateral force, perforation.

Сведения об авторах

Епихин Андрей Сергеевич, 1989 г.р, окончил МГТУ им. Н.Э. Баумана (2012), аспирант кафедры динамики полета и управления движением летательных аппаратов МГТУ им. Н.Э. Баумана, область научных интересов - управление процессами обтекания и проектирование органов управления.

Калугин Владимир Тимофеевич, 1949 г.р, окончил МВТУ им. Н.Э. Баумана (1972), доктор технических наук, профессор кафедры динамики полета и управления движением летательных аппаратов МГТУ им. Н.Э. Баумана, автор более 250 научных работ, область научных интересов - аэродинамика струйных и отрывных течений, проектирование органов управления полетом.

Чернуха Полина Алексеевна, окончила МГТУ им. Н.Э. Баумана (2001), кандидат технических наук, доцент кафедры динамики полета и управления движением летательных аппаратов МГТУ им. Н.Э. Баумана, автор более 30 научных работ, область научных интересов - аэродинамика струйных и отрывных течений, проектирование органов управления полетом.