Силы и моменты, действующие на оперенный корпус дирижабля с гондолой в неравномерном потоке

2009

НАУЧНЫЙ ВЕСТНИК МГТУ ГА серия Аэромеханика и прочность

№ 138

УДК: 533.601

СИЛЫ И МОМЕНТЫ, ДЕЙСТВУЮЩИЕ НА ОПЕРЕННЫЙ КОРПУС ДИРИЖАБЛЯ С ГОНДОЛОЙ В НЕРАВНОМЕРНОМ ПОТОКЕ

Приводятся результаты численных исследований обтекания оперенного корпуса дирижабля с гондолой неравномерным турбулентным потоком вязкого газа. Получены коэффициенты сил и моментов, действующих на корпус. Выявлено влияние гондолы на аэродинамические характеристики корпуса дирижабля.

Известно [1], что установка гондолы на корпус дирижабля приводит к изменению аэродинамических характеристик корпуса при движении дирижабля со скольжением. При этом влияние гондолы проявляется, главным образом, в увеличении поперечной силы и момента рыскания дирижабля. При эксплуатации вблизи земной поверхности дирижабли практически всегда оказываются в условиях обтекания сдвиговым потоком ветра, так как в этом случае они находятся в пограничном слое атмосферы. При сдвиге ветра поток является неравномерным. В ряде исследований было найдено [2 - 6], что в неравномерном потоке аэродинамические характеристики различных тел могут существенно отличаться от тех, которые наблюдаются в равномерном потоке.

В данной работе представлены результаты численного моделирования обтекания оперенного корпуса дирижабля с гондолой в неравномерном потоке вязкого воздуха. Винтомоторная группа на корпусе отсутствовала. Целью исследований было выяснить, как в неравномерном потоке изменяются аэродинамические характеристики оперенного корпуса дирижабля вследствие установки на его корпусе пассажирской гондолы.

В качестве объектов исследований рассматривались изолированный и оперенный корпусы дирижабля без гондолы и оперенный корпус дирижабля с гондолой. Изолированный корпус представлял собой гладкое тело вращения, не имеющего консолей оперения, пассажирской гондолы и винтомоторной группы. Координаты контура корпуса в плоскости ХОУ связанной с ним системы координат с началом в вершине определялись соотношениями:

где t - параметр, 0 < t < 1; L - длина корпуса и D - его диаметр миделевого сечения. Удлинение корпуса было равно Хф = L/D = 4,0. Координаты центра объема тела в указанной выше системе координат были: x = 0,45L, y = 0, z = 0. Консоли оперения дирижабля имели симметричный профиль NACA 0008, трапециевидную форму в плане, удлинение Х = 1,395, сужение пк = 1,5, угол стреловидности по передней кромке Хпк = 37°. Относительная площадь двух

консолей оперения с учетом их подфюзеляжной части составляла S = S/SM = 0,925, где Бм -площадь миделевого сечения корпуса. Консоли оперения были ориентированы по схеме "х" по отношению к меридиональной плоскости, проходящей через гондолу и делящей ее пополам. Относительное расстояние от вершины бортовой хорды консолей до носка корпуса составляло x к = x к /L = 0,767. Рули находились в неотклоненном положении. Относительные длина, ширина и высота гондолы составляли, соответственно, L г = L Г /L = 0,18, B = B/D = 0,18; H = H/D= 0,22. Относительное расстояние от вершины носка гондолы (по стороне, примыкающей к корпусу) до носка корпуса было равно x г = x Г /L = 0,3. Гондола имела па-

Н.В. СЕМЕНЧИКОВ, ЧЖОУ ЦЗЯНЬХУА, О.В. ЯКОВЛЕВСКИИ

Статья представлена доктором технических наук, профессором Ципенко В.Г.

раболическую носовую часть. Кормовая часть гондолы была заострена. На виде спереди и виде сбоку гондола имела форму прямоугольника.

При моделировании обтекания дирижабля сдвиговым потоком предполагалось, что скорость невозмущенного неравномерного потока изменяется в вертикальной плоскости по линейному закону

У = (і+ЄБ] ’

где є - параметр неравномерности (сдвига), у - ордината точки. В расчетах параметр є изменялся в пределах от 0 до 0,15. Размер счетной области в направлении оси ОУ составлял 10Б. Вне полосы сдвигового потока скорость невозмущенного потока принималась постоянной и равной ее значению на концах полосы сдвига скорости. Протяженность счетной области в направлении осей ОХ и 02 составляла 50Б и 10Б, соответственно. Исследования были выполнены при углах атаки корпуса а = 0° 90° и углах скольжения в = 0° 30°. Число Рей-

нольдса, подсчитанное по длине корпуса дирижабля и скорости У¥, составляло Яе = 5,3х106.

Для решения задачи использовались уравнения Рейнольдса, записанные для пространственного течения [7] и замкнутые моделью турбулентности "к-ю". На теле ставилось условие прилипания, на входе в счетную область задавалась скорость невозмущенного потока. Задача решалась численно. Расчетная сетка имела блочную структуру. Структура счетной области выбиралась из условия минимизации количества ячеек, форма которых ухудшала сходимость и аппроксимацию. Для достоверного определения газодинамических параметров сетка была адаптирована к особенностям течения и имела сгущение вблизи поверхности тела и в местах стыка консолей оперения и гондолы с корпусом, т. е. в зонах, где может проявляться заметное влияние вязкости.

В результате расчетов были получены параметры потока в расчетных точках, определены величины относительного давления р/р¥ в точках различных меридиональных и поперечных сечений корпуса дирижабля, точках консолей его оперения и гондолы, найдены коэффициенты сил и моментов, действующих на оперенный корпус дирижабля, его изолированный корпус и оперенный корпус с гондолой. При расчете коэффициентов аэродинамических сил и моментов использовалась декартова система координат, начало которой помещалось в центре объема корпуса, а ось ОХ направлялась вдоль продольной оси тела от носка корпуса к его кормовой части. Коэффициенты аэродинамических сил были отнесены к '^/3, где W -объем корпуса. Коэффициенты моментов были подсчитаны относительно центра объема корпуса дирижабля и отнесены к его объему W.

На рис. 1 представлено сравнение коэффициентов сил и моментов, действующих на различные варианты корпуса дирижабля в равномерном потоке (є = 0) при различных углах атаки и отсутствии скольжения. Видно, что установка гондолы как на изолированном корпусе дирижабля, так и на оперенном корпусе слабо влияет на аэродинамические характеристики дирижабля при изменении его угла атаки. Это наблюдается как при малых, так и при больших углах атаки во всем диапазоне их изменения от 0° до 90°.

В противоположность этому, при обтекании равномерным потоком дирижабля со скольжением гондола оказывает заметное влияние на аэродинамические характеристики дирижабля. Как видно из графиков, представленных на рис. 2, установка гондолы на оперенном корпусе дирижабля приводит к значительным изменениям как в характере зависимостей аэродинамических коэффициентов от углов скольжения, так и в их абсолютных величинах. Появляются не только ожидаемые при движении дирижабля со скольжением поперечная сила и момент рыскания, но и нормальная сила, моменты тангажа и крена, чего не наблюдается в случае изолированного корпуса и оперенного корпуса без гондолы.

1

2

а

Рис. 1. Влияние гондолы на аэродинамические силы и моменты неоперенного и оперенного корпуса дирижабля при различных углах атаки в отсутствии скольжения: 1 - изолированный корпус, 2 - оперенный корпус без гондолы, 3 - корпус с гондолой без оперения, 4 - корпус с

оперением и гондолой

Установка гондолы на оперенном корпусе не изменяет тенденцию к уменьшению коэффициента продольной силы корпуса по углу скольжения (рис. 2). Однако ее наибольшее влияние проявляется при малых углах скольжения; с их ростом влияние гондолы на коэффициенты продольной силы оперенного корпуса ослабевает.

Зависимость коэффициента нормальной силы от угла скольжения оперенного корпуса с гондолой существенно отличается от аналогичной зависимости для оперенного корпуса без гондолы. Так, если гондолы на корпусе нет, то нормальная сила при всех углах скольжения оперенного и неоперенного корпуса равна нулю. Это объясняется тем, что обтекание аппарата оказывается симметричным относительно плоскости изменения углов скольжения. Обтекание гондолы нарушает эту симметрию. Рост угла скольжения вызывает усиление аэродинамической асимметрии и приводит к увеличению значений коэффициента нормальной силы. При этом изменение коэффициента су по углу скольжения оказывается нелинейным, а

производная с ростом углов скольжения постоянно растет.

Изменение коэффициента момента тангажа оперенного корпуса с гондолой по углу скольжения оказывается более сложным. Видно (рис.2), что этот коэффициент изменяет знак при пе-

реходе от малых и умеренных углов скольжения (в < 20°) к большим углам (в > 20°), что свидетельствует о заметном влиянии гондолы на положение точки приложения нормальной силы.

е=0 а=0

о

0.060

0.055

0.050

0.045

0.040

0.035

0.030

0.025

0.020

0.015

0.010

0.005

0.02

0.01

0.00

-0.01

-0.02

-0.03

-0.04

е=0 а=0

10

20

30

—I— 10

—I— 20

30

0.015

0.010

0.005

0.000

-0.005

-0.010

-0.015

-0.020

-0.025

10

10

ß

20

30

ß

-1— 20

30

Рис. 2. Влияние гондолы на аэродинамические силы и моменты оперенного корпуса дирижабля при различных углах скольжения и нулевом угле атаки: 1 - изолированный корпус, 2 -оперенный корпус без гондолы, 3 - корпус с оперением и гондолой

Наличие гондолы приводит к заметному росту коэффициентов поперечной силы cz и момента рыскания му по сравнению со случаем обтекания оперенного корпуса без гондолы, сопоставимого с вкладом консолей оперения (рис. 2). При этом нелинейный характер зависимостей указанных коэффициентов от угла скольжения при установке гондолы на корпусе сохраняется. Приращение коэффициентов cz и му, обусловленное присутствием гондолы, с увеличением угла скольжения заметно усиливается.

Появление значительных по величине моментов крена у оперенного корпуса с гондолой также объясняется потерей симметрии обтекания (из-за влияния гондолы) относительно плоскости изменения углов скольжения. Из графиков на рис. 2 видно, что максимальные абсолютные величины коэффициента момента крена мх достигаются для корпуса с оперением и гондолой при ß = 20°.

Наличие неравномерности потока в плоскости изменения углов атаки не отражается на общей картине влияния скольжения на коэффициенты аэродинамических сил и моментов оперенного корпуса дирижабля с гондолой (рис. 3), но приводит к усилению асимметрии обтекания корпуса относительно плоскости изменения углов скольжения. Это проявляется в том, что наибольшее заметное влияние неравномерности потока в плоскости изменения углов атаки при движении со скольжением оперенного корпуса дирижабля с гондолой сказывается на коэффициентах продольной и нормальной силы, коэффициентах моментов тангажа

0

и крена. Величины коэффициентов поперечной силы и момента рыскания при этом практически не зависят от параметра неравномерности.

О

0.070

0.065

0.060

0.055

0.050

0.045

0.040

0.035

0.030

0.025

0.020

0.015

e=0

e=0.05

e=0.1

e=0.15

e=0

О

О

0.03

0.02

0.01

0.00

-0.01

-0.02

-0.03

-0.04

—і— 10

ß

20

—і— 30

Рис. 3. Влияние параметра неравномерности потока на аэродинамические силы и моменты оперенного корпуса дирижабля при различных углах скольжения и нулевом угле атаки

Рост параметра неравномерности при ß < 20° вызывает увеличение коэффициентов продольной силы сх, а при больших ß, наоборот, их уменьшение по сравнению со случаем равномерного потока (в = 0). Увеличение параметра 8 приводит к заметному увеличению коэффициента нормальной силы оперенного корпуса с гондолой во всем рассмотренном диапазоне изменения угла скольжения, очень слабо влияя на величину производной cß. При ß < 10°

увеличение параметра 8 вызывает заметный рост также и коэффициента момента тангажа, а при ß > 10°, наоборот, уменьшение его абсолютной величины. При этом приращение значений коэффициента м^ обусловленное влиянием в, уменьшается с ростом угла скольжения. Наибольшее приращение коэффициента мz наблюдается при ß = 0 (рис. 3).

Увеличение параметра 8 вызывает уменьшение абсолютных значений коэффициента мх во всем рассмотренном диапазоне изменения углов скольжения оперенного корпуса с гондолой, но наибольшее влияние параметра неравномерности на величины момента крена мх, как и для равномерного потока наблюдается при ß = 20° (рис. 3). При углах ß = 0° и ß = 30° неравномерность потока почти не сказывается на величине момента крена.

В заключение заметим, что выявленные особенности изменения аэродинамических характеристик оперенного корпуса дирижабля должны учитываться при аэродинамическом проектировании дирижаблей и при разработке средств управления их полетом.

ЛИТЕРАТУРА

1. Засолов Р.А. Аэродинамические характеристики моделей дирижаблей // Труды ЦАГИ, 1985. Вып. 2268.

2. Кудрявцев А.Л., Плисов Н.Б. Численное исследование обтекания профиля крыла в вихревом потоке методом конечных элементов // Проблемы гидродинамики судна. - Труды ЛКИ, 1983.

3. Кудрявцев А.Л. Определение гидроаэродинамических характеристик крыла в неоднородном ограниченном потоке с помощью метода конечных элементов: Автореферат дисс. на соиск. уч. степ. канд. техн. наук. - Л., 1986.

4. Семенчиков Н.В. Вихревые системы и поперечные силы бесконечного скользящего цилиндра в неравномерном потоке. Деп. ВИНИТИ, № 8797-В87, 1987.

5. Семенчиков Н.В., Чжоу Цзяньхуа, Яковлевский О.В. Обтекание гладкого тела вращения неравномерным потоком воздуха // Научный Вестник МГТУ ГА, серия Аэромеханика и прочность, № 125(1), 2008.

6. Цельник Д.С. Обтекание кругового цилиндра некоторыми вихревыми потоками с постоянной завихренностью // Известия АН СССР. МЖГ, 1973, № 3.

7. Бондарев Е.Н., Дубасов В.Т., Рыжов Ю.А., Свирщевский С.Б., Семенчиков Н.В. Аэрогидромеханика. - М.: Машиностроение, 1993.

FORCES AND MOMENTS ACTING ON A FINNED AIRSHIP BODY WITH A NACELLE IN A

NOT UNIFORM FLOW

Semenchikov N.V., Zhou Jianhua, Yakovlevsky O.V.

The computational research results for aerodynamic force and moment characteristics of a finned airship body with nacelle in a nonuniform flow are presented. The appreciable influence of the nacelle on the aerodynamic characteristics of the airship body in an yawed and not uniform flow is revealed.

Сведения об авторах

Семенчиков Николай Витальевич, 1941 г.р., окончил МАИ им. С. Орджоникидзе (1964), кандидат технических наук, профессор кафедры аэродинамики летательных аппаратов МАИ им. С. Орджоникидзе (ГТУ), автор 120 научных работ, область научных интересов - вихревые, струйные и отрывные течения, аэродинамика летательных аппаратов.

Чжоу Цзяньхуа, 1977 г.р., окончил Пекинский аэрокосмический университет (2002) (КНР), аспирант кафедры аэродинамики летательных аппаратов МАИ им. С. Орджоникидзе (ГТУ), автор 7 научных работ, область научных интересов - аэродинамика летательных аппаратов.

Яковлевский Олег Васильевич, 1932 г.р., окончил МФТИ (1955), кандидат технических наук, профессор кафедры аэродинамики летательных аппаратов МАИ им. С. Орджоникидзе (ГТУ), автор более 120 научных работ, область научных интересов - турбулентные струйные течения, аэроакустика, аэродинамика летательных аппаратов и промышленная аэродинамика.