Член-корреспондент РАН, Профессор. Липатов Игорь Иванович. Официальные оппоненты: доктор физико-математических наук, профессор


Чтобы посмотреть этот PDF файл с форматированием и разметкой, скачайте его и откройте на своем компьютере.

1



На правах рукописи








ФАМ ТУАН ВИНЬ



ЧИСЛЕННОЕ МОДЕЛИРОВАНИЕ ПРОЦЕССОВ ВОЗНИКНОВЕНИЯ
БАФТИ
Н
ГА

В ТРАНСЗВУКОВОМ ПОТОКЕ И МЕТОДЫ УПРАВЛЕНИЯ
БАФТИНГОМ



Специальность

01.02.05



Механика жидкости, газа и плазмы.






АВТОРЕФЕРАТ


диссертации на соискан
ие ученой степени

кандидата физико
-
математических наук

















Москва



201
4


2



Работа выполнена в Федеральном государственном бюджетном учреждении
высшего профессионального образования Московский физико
-
технический
институт (Государственный унив
ерситет)


Научный
руководитель
:

Доктор физико
-
математических
н
аук
,

Член
-
корр
еспондент
РАН,
П
рофессор



Липатов Игорь Иванович


Официальные оппоненты:

доктор физико
-
математических наук, профессор,

МГУ имени М. В. Ломоносова




Луцкий Александр Евгеньевич


доктор физико
-
математических наук,

ведущий научный сотрудник СПбГУ


Кузьмин Александр Григорьевич


Ведущая организация:

Центральный институт авиационного моторостроения имени П. И. Баранова
(
ЦИАМ
)




Защита состои
тся
0
9

декабря 2014 г. в 16
час
ов

на заседании
диссертацион
ного совета Д 403.004.01 на кафедра теоретической и прикладной
аэрогидромеханики, факультет аэромеханик
и и летательной техники, москов
ский
физико
-
технический институт по адресу:

РФ, 140180, обл. Мо
сква, г. Жу
ковской,
ул. Гагарин, д. 18.


С диссертацией и авторефератом можно ознакомиться в библиотеке МФТИ
по адресу: 141700, Московская область, г. Долгопрудный, Институтский
переулок, д.9.






Автореферат разослан 08

Октября
2014 г.





УЧЕНЫЙ СЕКРЕ
ТАРЬ ДИССЕРТАЦИОННОГО

СОВЕТА Д 403.004.01





д.т.
н, профессор
_______________
____
__
Чижов Владимир Михайлович





3


ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА РАБОТЫ


Содержание диссертации соответствует паспорту

специальности 01.02.05


м
еханика жидкости, газа и плазмы,
в час
тности, пунктам:



п
.
4

-

Течения сжимаемых сред и ударные волны
.



п
.
9

-

Аэродинамика и теплообмен летательных аппаратов
.



п
.
11

-

Пограничные слои, слои смешения, течения в следе
.


Актуальность работы
:
При достижении трансзвуковых скоростей вблизи
крыла само
лета может сформироваться скачок уплотнения. Скачок может
приводить к образованию области отрыва, при определенных условиях т
ечение в
которой нестационарно.

Режим обтекания при возник
новении колебаний зоны
отрыва (
и скачка) принято называть бафтингом.

Бафт
инг относится к числу
явлений в аэродина
мике, имеющих большое практическое значение и в
недостаточной мере изученное
.
Первоначально в первой половине прошлого века
бафтингом называли автоколебания, возникающие при обтекании
горизонтального оперения само
л
ета при попадании на него вихревой пелены от
крыла. Появле
ние самолетов с трансзвуковыми крейсерскими режимами привело
к появле
нию нового физиче
ского вида автоколебательных режимов, связанного с
про
цессами взаимодейст
вия течения в пограничном слое со
скачком уплотнения,
возникающим в невяз
ком потоке. Изучение бафтинга прово
дилось с различных
точек зрения:



С точки зрения безопасности полета самолетов гражданской авиации
нестационарный режим неприемлем, хотя бы потому, что полет в этих условиях
напоми
нает езду по булыжной мостовой и кроме неприятных ощущений у
пассажиров воздействует на прочность конструкции. Для самолетов меняющих
режим полета (скорость) что характерно для военной авиац
ии такого рода
режимы допустимы
в силу кратковременности проявлени
я эффектов
нестационарности. Похожие эффекты характерны и для обтекания ракет
носителей, в особенности при наличии надкалиберных головных частей.


Ранее изучались

проблемы управления
,

физиологи
ческие аспекты
воздействия вибраций на человека, возможности ф
ункционирования пилота в
условиях тряски, основные аэродинамические яв
ления при срыве и бафтинг
е
,
взаимное влияние аэродинамики и динамики кон
струкции, вопросы устойчивости
и управляемости, вопросы аэродинамического проектирования, инженерный
анализ и те
хника экспериментальных исследова
ний бафтинга. Особое внимание
было уделено возможности исследований бафтин
га в аэродинамических трубах и
расчетным методам, позволяющим
вос
произве
сти
возникновение

бафтинга и
внести соответствующие коррективы еще на стад
ии проектирования самолета,
когда цена” коррекции еще не очень велика. Были рассмотрены возможности
летных испытаний, рассматриваемых как необходимый этап накопления
статистических данных по пульсациям давле
ния и вибрациям конструкции и как
эталон для оц
енки точности трубных испытаний на моделях и расчетных
методов.


4



Цель

работы
:

Определение
услови
й
, при которых возникает бафтинг
.

Кроме этого, исследова
ны

некоторые методы управления с целью
уменьшения
амплитуды автоколебаний или вообще подавления

автоколе
бани
й

скачка
уплотнения
.

Для достижения поставленной цели необходимо решить следующие
основные задачи
:

1.
Исслед
овать

обтекание
крыла самолета (
2D, 3D
) в трансзвуково
м

потоке
при разных
величинах числа Маха и угла атаки

(
,
).
Провести анализ

получ
енны
х

результат
ов

и классифицировать раз
личные
режим
ы обтекания
.
В
том числе найти параметры, при которых возникают автоколебания
.

2.

Изучить воздействие
некоторы
х

метод
ов

управления для случа
ев
,
когда

автоколебани
я

скачка уплотнения
наиболее интенсивны
.
Анализ эффективности
различных методов управления и нахождение наиболее эффективных методов.

Научная новизна работы состоит в:

-

Найдена граница возникновения автоколебательных режимов в
двумерных течениях в зависим
ости от числа Маха и угла атаки профиля.

-

Предложено и апробировано применение различных методов управления
автоколебательными режимами для двумерных и трехмерных течений.

-

Выявлена структура нестационарного пространственного отрывного
течения и определе
ны величины аэродинамических сил.

Достоверность полученных результатов

подтверждается сравнением с
результатами численных и экспериментальных исследований.

Практическая значимость:

Определение

границ
бафтинга наряду с
формулированием наиболее эффективны
х методов управления нестационарными
отрывными течениями имеет первостепенную практическую важность для
разработчиков авиационной техники, поскольку решает одновременно и
проблемы безопасности полета самолетов, наряду с решением проблем
экономической эффек
тивности.

Личный вклад автора:

В течение всего времени выполнения указанных
исследований автор являлся их ответственным исполнителем или

научным
руководителем. Автором разработаны основные решения указанных выше задач
,

выполнен основной объём расчётов,
нео
бходимых

для

разработки методов
уп
равления
.

Апробация работы
:

Результаты диссертационной работы докладывались и
обсуждались на конференциях:



ЦАГИ
-
ОНЕРА
/
17
-
20 июня 2013 г./

Париж/

Онера/

Центр Пализо



ICAS
№29:
Congress of the Interntionl Council of the
Aeronuticl Sciences”/

7
-
12
сентября

2014/

Санкт
-
Петербург
,
Россия



Indo
-
Russin Worksho on Toicl Problems of Theoreticl n A
lied
Mechnics”/ 10
-
16

November

2013
/
India
/
Madras
/
Chennai
.



XIV научно
-
техническая конференция по аэродинамике
/ 28 февра
ля
-

1 марта
2013/

Пос. Володарского



Международная конференция Успехи механики сплошных сред
(УМСС’2014), приуроченная к

75
-
летию академика В.А. Левина/

28 сентября
-

04 октября 2014 года
/
г. Владивосток (о. Русский), Приморский край, Россия.


5


По теме дисс
ертации опубликованы
3

печатн
ы
е
работ
ы
, отражающие её
основное содержание, в том числе
3

стат
ьи

в рекомендованных ВАК изданиях.

Структура и объём работы
:

Диссертация состоит из введения, четырех
глав, выводов по каждой главе, общих выводов по работе и спис
ка

использованных источников. Работа изложена на
12
3

страницах,
и содержит
в
том числе

4

таблиц
ы

и
99

рисун
ка
. Список литературы содержит
75

наименовани
й


СОДЕРЖАНИЕ РАБОТЫ

Во введении
обоснована актуальность работы, сформулирована её цель и
определён круг

задач
, которые необходимо решить для её достижения.

В первой главе
обобщены

результаты
исследования бафтинга крыла
в
предшествующих работах
,
цитируются
опубликова
нные

результаты.
Наиболее

весомые

результаты

исследований

бафтинга

крыла

представлены

научном

журнале

ICAS (International Council of the Aeronautical Sciences)
: "
Prediction

of

separation

induced

buffet

over

novel

wing

configurations
",
авторы
:

"
Michael I. Woods,
Norman J. Wood
".
В этой публикации показано, что даже у достаточно близко
расположенных

точек на поверхности крыла спектры нагрузо
к заметно
о
т
личаются. Это вызвано большими различиями в распределениях скоростей
потока в зонах, расположенных в непосредственной близости от следа и вблизи
границы раздела потоков.

Указанные

исследования с целью
обоснования
существования влияния
неустойчивости скачков уплотнения для задач трансзвукового бафтинга
представлены

в обзорах
ОНТИ ЦАГИ, № 19 и № 687.



Результаты

исследовани
я

методов управления бафтинга в трансзвуковом
потоке опубликован
ы

в журн
але "
Aerospace

Science

and

Technology
" группой
автор
ов из

ONERA
. В этой работе
описаны
некоторые методы управления
бафтинга:
"дефлектор задний кромк
и" (The triling ege eflector

-

TED
);
"генератор

вихря" (The vorte genertors
-

VG
);
поверхностно
е

охлажд
ени
е

(
S
urface cooling

-

SC
)
и

модификаци
я

контура (
C
ontour bump
-

CB
).



Во второй главе

описаны
физические процессы возникновения бафтин
га
при трансзвуковом потоке.

В природных явлениях и конкретно в аэро
динамике
мы часто имеем дело с автоколебательным
и процессами. Если исходить из
классических теорий механики мы должны были бы пытаться вывес
ти
простейшую математическую модель, представляющую собой обыкно
венное
дифференциальное уравнение (или) систему уравнений. В гидро
динамике вывод
такой модели зат
руднителен в силу того, что системы гидро
динамического типа
обладают или бесконечным числом степеней свободы или конечным, но большим
числом степеней свободы. Тем не менее, задача описани
я бафтинга могла
состоять в поиске минимальной системы дифферен
циа
льных уравнений (в
частных производных), которая описывала бы авто
колебания. Преимуществом
такой модели могло бы являться создание параметро
в подобия, которые
чрезвычайно важны при физическом моделиро
вании процесса. Здесь мы
ограничи
вае
мся качественными

рассуждениями о такой модели, вместе с тем

6


основные результаты будут относиться к решению уравне
ний Навье
-
Стокса с
привлечением некоторой модели турбулентности.


Физические эксперименты показывают, что возникновение бафтинга
связано с двумя эффектами


ф
ормированием скачка уплотнения и возникно
-
вением под действием этого скачка зоны отрыва. Можно тогда предположить, что
существенным параметром подобия является отношение возмущения давления
(перепада давления в скачке) к перепаду давления, вызывающему отры
в
ламинарного или турбулентного пограничного слоя
:


Первый из перепадов давления зависит от профиля и от угла атаки. В
общем случае его можно определить, решая тот или иной вариант уравнений
Эйлера. Для второго перепада можно вос
пользоваться имеющимися
приближенными соотношениями или расчетами, определяющими отрыв
пограничного слоя. Разумеется, что этот критерий подобия является
необходимым, но не достаточным условием возникновения бафтинга.
Действительно, для возникновения бафтин
га необходимо формирование зоны
отрыва, но при этом автоколебательных процессов может и не быть. Несмотря на
неявный характер приведенного выше параметра подобия, он может
рассматриваться как существенный с точки зрения проведения физического
моделирования
.

В г
лав
е

3

и
злож
ены
основные результаты
автора по
исследованию
б
афтинга
в двумерных течениях
для
профил
я

Naca0012

с помощью комплекс
а

программ

Ansys
(лицензия МФТИ).

Эта глава состоит из
пяти

параграфов:


В первом параграфе

приведены

результаты сравнения
расчетных
результатов с экспериментальными

данными. Были рассмотрены разные модели
турбулентности, расчетные сетки, шаги по времени.

Расчеты проводились для
экспериментальных данных, которые были получены Макдевиттом и Окуно
(Mcevitt n Okuno) в 1985 год
у и
Marianna

Braza

(
Institute of Aviation
-

IoA
)
в
2009 году для профиля NACA 0012.

Для расчетного условия:
структурированная
сетка

(321x451)
, шаг по времени
, модель турбулентности
SST
, число
Маха
, числ
о Рейнольдса
. На рмс.1 представлено
сопоставление экспериментальных данных

для среднего коэффициента давления
по времени на поверхности профиля с
результатами
расчет
ов

для некоторых
углов атаки
.

Видно, что на наветренной поверхно
сти, оба результата абсолютно
совпадают. А на подветренной поверхности проявляется отличие в расположении
скачка уплотнения и отрывного течения находятся.


На рисунке 2

показаны изменения коэффициента подъемной силы по
времени (безразмерного) для разных у
глов атаки. Можно видеть, что для углов
атаки

коэффициент

является постоянным. При

коэффициент

изменяется по синусоидальному закону, а при

и
,
он изменяется по времени гармонически. Можно сделать вывод, что для случая

бафтинг присутствует при углах атаки
.
Р
асчеты проведены

7


для дискретных углов ат
аки, которые являются целыми числами,
для точного
определения границ бафтинга необходимы специальные исследования.


В
экспериментах Макдевитта и Марианны Браза (
IoA)

показано, что бафтинг
начинается при угле атаки

для
.


Рис. 1
. Средние экспериментальные и расчетные коэффициента давления по времени на
поверхности профиля.





Рис. 2
. Изменения коэффициента подъемной силы по времени при разных углах атаки.


Можно приблизительно определить угол атаки, пр
и котором бафтинг
по
является. На рис. 3

показаны безразмерные среднеквадратичные флуктуации
давления

в точках, которые лежат на поверхности профиля в 50% и
75% длины хорды. Можно заметить, что в обоих точках изменения давления,
в
ообще, одинаковы в зависимости от угла атаки. Для углов атаки
,

примерно равно нулю. При угле атаки

среднеквадратичная флуктуация
давления начинает резко увеличиваться и достиг
ает максимума при
, после
этого она уменьшается. Можно отметить, что расчетные результаты совпада
ю
т с
экспериментальными, для которых найдено проявление бафтинга для

и
при угле атаки
.


8



Рис. 3
. Среднеквадратичные флуктуации давления в точках 50% и 75% длины хорды на
поверхности профиля.


Поскольку длины хорды профиля в эксперименте и в расчете не
одинаковые,
для

сравнении параметров автоколебаний использована
безразмерная велич
иной, которая называется приведенной частотой:


г
де
-

доминирующая частота,
-

длина хорды,
-

скорость невозмущенного
потока.


При числе Маха
, и числе Рейнольдса
, в экспери
-
менте
IoA

получается максимальная частота колебания

которой
соответ
ствует приведенная частота
. В
полученных результатах
расче
т
ов
, из ана
лиза данных на рис. 2

следует, что приведенная частота

для случая угла атаки
. Таким образом, приведенная частота:
измеренная в эксперименте и полученная в расчетах практически совпадают.



Во

втор
ом параграфе

приведены результаты

около 700 расчетов, при
меняющихся
числах Маха набегающего потока
меняющихся углах атаки. Область
режимов обтекания можно разделить
на две области: полностью дозвуковое и
течение с локальными сверхзвуковыми зонами (ри
с.
4
)
с помощью
изолиний
-

кривой критических чисел Ма
ха.


Рис.
4
. Кривая критических чисел Маха, разделяющая дозвуковое обтекание профиля Nc0012
от трансзвукового.


9


Полученную кривую можно условно разбить на четыре участка:



П
ервый участок характеризуется относительно малыми углами атаки
.
Значения критических чисел Маха уменьшаются в диапазоне

с
возрастанием угла атаки. Обтекание профиля здесь явля
ется стационарным.



Второй
участок находится в диапазоне углов атаки

с числами
Маха набегающего потока, меньшими
. Этот участок соответствует
случаям нестационарного закритического
обтекания. Здесь располагается
минимум расчетной
кривой, который был получен для угла атаки

и
числа Маха набегающего потока
.



Третий участок соответствует углам атаки
. Он характеризуется
квазистационарным режимом обтекания
, когда точка отрыва расположена
вблизи носика профиля. Критические числа Маха лежат в диапазоне
.



Четвертый участок получен для углов атаки
. Здесь критическое
число Маха стабилизируется и находится в ди
апазоне
.
Д
ля
этих случаев

характерен

интенсивный отрыв потока на подветренной стороне,
начи
нающийся непосредственно на носике профиля. Локальная сверхзвуковая
зона сдвигается на наветренную сторону профиля.


Дальше
в

третьем пар
аграфе

полученные резуль
таты
классифицированы
для описания
разны
х

характерны
х

режим
ов

обтекания.
Здесь выделена область
изменения параметров, характеризующаяся
авто
колебания
ми

скачка уплотнения.
Анализ
полученны
х

результат
ов

включал в себя
появление скач
ка, отрыва, вихря
и также изменение значения коэффи
циентов подъёмной силы и силы
сопротивления. После этого,
была создана

план
-
карту
режимов трансзвукового
отрывного турбулентного

обтека
ния

(рис.
5
) и план
-
карту
амплитуд колебаний

коэ
ффициент
а

подъём
ной

силы (рис.
6
).


Рис.
5
.
Карта режимов трансзвукового отрывного турбулентного обтекания профиля NACA
0012 на плоскости число Маха набегающего потока


угол атаки


10



Нап
ример
,

зон
а

B4

(рис.

5
)
-

соответствует

нестационарн
ому

режим
у

обтекания с колеб
а
-
тельным скачком уплотнения и
неустойчивым отрывом.
Для этого
режима

скачок уплотнения
колеблется, и отрыв возникает и
исчезает. Эта зона соответствует
диапазону изменения

числа Маха
набегающего потока

и углам атаки

Этот диапазон
соответствует

режиму

автоколебани
й

скачка уплотнения.
Ниже анализу обтекания для
режима автоколебаний уделено
основное внимание.
Случай
,

является типичным
примером
такого реж
има

(рис.
7
).


Диаграммы

5

и
6

имеют больш
ое

знач
ение для обеспечения управления
летательным аппаратом.

Н
екоторые методы управления
бафтингом рассмотрены
в
четвертом

параграфе
.



Рис
7
.
Распределение числа Маха и линии тока при условии
,
.

Рис. 6. План
-
карта амплитуды
автоколебаний на плоскости число

Маха набегающего потока


угол атаки.


11



В
четвертом

параграфе

представлены результаты
исследова
ния

автоколебаний скачка уплотнения при числе Маха

и угле атаки
.
В этом случае на подветренной поверхности п
рофиля происход
я
т автоколебания
с довольной большой интенсивностью. Это видно на графиках зависимости
коэффициентов

и

по времени (рис.
8
).




Рис.
8
. Изменение по времени коэффициентов подъемной силы
C
L

и силы сопротивления
CD

при условии

.


Изменения этих коэффициентов по времени носят периодический характер
и связаны в основном с процессами, происходящими на наветренной стороне для
рассматриваемого
профиля.
Здесь можно сказать, что величина

характериз
ует

амплитуду колебания значения
. Чем
больше величина
, тем
более интенсивными являются автоколебания.

случая

,

величина

достигает 55.34% от среднего
значения
.

Период колебаний скачка уплотнения составляет примерно

(рис.
8
)
,

а соответствующая
и
привед
енная частота
.


Чтобы отчетливо наблюдать автоколебания, рассм
о
три
м

изменения
изолиний Маха в разные моменты времени в

одном периоде колебания (рис.
9
).
Напомним, что причина автоколебаний связана с процессами взаимодействи
я
скачка и течения в пограничном слое. Если скачок вызывает отрыв пограничного
слоя, то измененная за счет образования области отрыва форма профиля
приводит к появлению скачка выше по потоку, где интенсивность скачка
уменьшается. Тогда при определенном пол
ожении скачка с уменьшенной
интенсивностью отрыв может исчезнуть и форма профиля вернется к исходной.
Поэтому скачок постепенно начинает формироваться ниже по течению, чтобы
далее повторить цикл возникновения и исчезновения отрыва. Скачок уплотнения
колебл
ется на
верхней

поверхности профиля в диапазоне
.



12



Рис.
9
. Изолинии чисел Маха для одного цикла автоколебания скачка

уплотнения вблизи носика профиля
Naca
0012
(

)
.


В
пя
том па
раграфе

проведен
ы

результаты исследования
некоторы
х

метод
ов

управлени
я бафтинг
ом.

Предполагается, что на поверхности профиля
имеется нагретый участок или пористый участок, на ко
тором задан вдув или
отсос газа в

конкретном диапазоне поверхности профиля, гд
е происходит
автоколебание. Участок профиля, на котором
задано
управление
,

занимает
отрезок,

где
-

координата вдоль хорды,
-

начальная координата,
-

конечная координата,
-

длина хорды (рис.
10
)
.



Рис.
10
. Область применения управления на поверхности профиля
N
aca
0012.



Нагрев поверхности
.


Предполагалось, что температура поверхности на заданном отрезке
профиля

менялась, как квадратичная функция Безье:



Где,

-
промежуточное значение,
-
максимальная достигаемая темпера
-
тура. Предполагается, что температура

остальной поверхности профиля
фик
-
сирована


Р
ассмотр
ен

случай

для разных размеров области управления
. При фиксированном конечном значении отрезка

рассмотрены
различные начальные
значения


. На рисунке
11

представлены
средние

коэффици
ент
ы

и приращений подъемной силы и силы
сопротивления
,
,
,
, также отношение
.


13



Рис.
11
. Изменение
,
,

и

при нагреве до

на разных исследов
а
-
тельских интервалах.


Из графиков видно что, при

среднее значение

хотя не дости
-
гает до максимального значения, но значения
,

и

достигают
мини
мумы. Значит, что в этом случае интенсивность автоколебания самая слаба
я.
Чтобы определить эффективност
ь методов управления
использ
уется
:


На графике показано, что при использовании нагрева
наибольшая эффе
ктивность
достигается при
. Лучший случай при
, соответствует
.


Далее представлены результаты исследования нагрева на фиксированном
отрезке
при изменении т
емпературы

в диапазоне от 200
К

до
2000
К.

На рисунке
12

видно, что чем больше
,
тем меньше средн
ие значения


и
.
П
ри

интенси
вность (амплитуда) автоколебания
уменьшается на 9% по сравнению со случаем отсутст
вия нагрева.


Рис.
12
. Изменение
,


при нагреве профиля на интервале

с разными
температурами
.


Таким образом, показано, что нагрев поверхности позволяет управлять
автоколебаниями скачка уплотнения.

Однако, такой метод не очень
эффективный, так как при
нереализуемой на практике
температуре

его э
ффективность достигает только
9
%.


14




Вдув и отсос.


Так же как и в предыдущем разделе предполагается, что управление
осуществляется на заданном отрезке профиля.

Вначале
,

рассматривается случай с
постоянной скоростью в
ы
дува или отсоса

(рис.
1
3
).


Рис.
1
3
.
В
ыдув и отсос" на интервале
.


Оказывается, что такого рода управление очень эффективно.
Эффективность достигает 99% (рис.
14
). В этих случаях

-

это значит, что реализуется ста
ционарный режим. Для величин

и
,

есть
небольшая разница между
использованием
выдува и отсоса, в то время как
величины коэффициентов


и

-

почти совпа
дают.


Из
полученн
ых

результат
ов

видно, что

имеет максимальное значение в
случае
. По
-
видимому, этот случай оказывается наилучшим как для
выдува, так и отсоса.




Рис.
1
4
. Сравнение эффективности выдува

(отсоса) на разных интервалах при
.



Применение пористой пленки
.


Предполагается что участке, гле иогут возникать автоколебания на
поверхности профиля наклеена пористая пленка
. Как в предыдующим пункте,
участок управления занимает


интервала

для случая

и
.
Предварительный анализ показал, что пленка обеспечивет перетекание газа из
области повышенного давления в область пониженного давления и приводит к
появлению

скорости выдува или отсоса, который можно определить по
следующей формуле
:



(1)


15



г
де

-

коэффициент
пористости
, который
будет з
адаваться
;

-

горизонтальн
ая

координат
а

вдоль хорд
ы

профиля;

-

начальная и конечная точки
расположения пористого участка,

кси

-

переменн
ое

интегрировани
е

(
рис.
15
).
Величины
.


Рис
.

1
5
. Иллюстрация интегрального интервала.

Вблизи этой точки можно представить давление как:

Где:
;
.
Значит, что на каждом отрезке

значение

есть констант
а
, не завис
ящая

от
. Тогда
интеграл (1) можно
преобразовать






(2)

Из выражения (2) видно, что скор
ость
выдува
является функцией перепад
а

давления,
коэффициент
а

, координат
ы

, и начальной и конечной точек
отрезка
.


Случай
,


соответствует
нестационарн
ому

режим
у
.
На

рисунк
е

16

показаны распределения относительного
изменения давления в

поле
около профиля и на поверхности профиля
для случая

и

в момент

времени

.



Рис.

16
. Давление на поверхности профиля для случая

и


в момент
времени
.


16




Коэффициент
пористости


влияет

на

стабилизаци
ю

распределений

давления и скорости.

Из выражения (2) видно, что скорость
выдува
линейно
зависит от коэффициента
.
На

рисунке
17

показано изменени
е

скорости

выдува

интервале

при
.


Рис.
17
.
Изменения скорости
выдува

на интервале

при
.


В рисунке
1
8

показано при


происходит переход
нестационарного режима обтекания
в стационарн
ый
. Для

эф
фективность этого метода управления

достигает

.


Рис.
18
. Изменения
CL

и

CD

по времени при


Дальше
представлены результаты исследования обтекания при других
величинах коэффициента пористости

. Резуль
ат
ы

этого
исследования
показан
ы

на

рисунке
19
. График разделяется на два участка:



Первый участок характеризуется относительно большими коэффициентами
пористости

.
Оказывается, что
, чем больше коэффициент
, тем
меньше устойчивость (тем сильнее колебани
я
).



Второй участок получен для коэффициента
. Здесь среднее значение и
амплитуда

, не завис
ят

от коэффициента
. Для этого
случая

и
.


Таким образом, величина


является предельной.


17



Рис
1
9
. Зависимость коэффициента
CL

от коэффициента
пористости



В главе

4
изложены
результаты иссл
едования возникновения бафтинга в
трехме
р
ных течениях на крыле

Onera

M
6.

Для проведения расчетов в пространстве вокруг модели крыла построена
трёхмерная сетк
а
по гибридной схеме
с помощью программы
Ansys
ICEM
-
CFD
,
содержащая
более 3 миллионов ячеек
. Сетка

поверхности крыла

является
структурированной.
Особое внимание уделено области передн
уй

кромки. Там
сетка сильно сгущена. Сгущение сеток выполнено также у всех твердых
поверхностей для надежного описания
развития пограничного слоя
.


В первом парагр
а
фе
:

рас
смотри
вается

случай нестационарных режимов для
различных углов атаки при фиксированных значениях числа Маха

в диапозоне

.

Для каждого числа Маха, угол атаки изменя
л
ся

до

по
зак
ону:

где,
-

номер итерации шага по времени,
-

шаг по времени (
).

Результаты расчетов показали, что при
малых углах атаки коэффициенты подъемной силы


и сопротивления

увели
чиваются по линейным законам. При этом реализуется стационарный
режим обтекания. При дальнейшем увеличении угла атаки начинают прояв
ляться
эффекты нестационарности. На рисунках
20
,
показаны изменения

в зави
-
симости от угла атаки

для случая
. Можно
отметить появление

колеба
тельны
х

распределени
й

аэродинамических характеристик, представленны
х

на рисунках
20
б

(серые кривые).


Рис.

20
. Изменение
коэффициента подъемной сила от угла атаки при

Для дальнейшего анализа и сравнения данных


при разных значениях числа
Маха, можно найти распределения средних значен
ий

с исполь
зованием

18


метода усреднения.

Для колебаний с большой амплитудой этот метод не очень
эффективен, поэтому метод усреднения применялся несколько раз, чтобы
получить гладкие неколебательные распределения.

На рисунках
20

пр
едстав
лены
такие распределения, полученные после пятикратного примене
ния метода
усреднения (черная линия).

Применялась следующая формула метода усреднения:


Где
-

некоторое значение, которое изменяетс
я по времени (по углу атаки
)
,
-
номер использования методом (
),
-
номер

шага

по времени

(
-
номер итерации шага по времени).

В результате расчетов было пока
зано, что

для случая

, колебательные
режимы начинали проявляться при угле атаки
,

максимум амплитуды
колебаний достигался при угле атаки


(
рис.
20
а
). Угол атаки, при котором
появ
ляется колебательный режим, зависит от числа Маха

. Показано, что с
ростом числа Маха


угол атаки
,

при котором нач
инаются колебания
,

уменьшается.

Так при числе Маха

,

критический

угол атаки
,

а
при числе Маха
, критический угол атаки


(
рис.
21
).


Рис.
21
. Зависимость критического угла атаки
,

при котором начинается колебательны
й
режим, от числа Маха

набегающего потока
.

Как в главе 3, п
олученные данные позволяют выделить два режима обтекания
(нестационарый и стационарный). Можно отметить, что при относительно
больших числах Маха

(например
, 0.8 и 0.9), после возникновения
колебательного режима обтекание снова становится стационарным (рис.
22
).


Рассмотрим некоторые конкретные режимы обтекания. В отличие от
рассмотрения в предыдущем разделе зафиксируем число Маха и проанализируе
м
два

случая обтекания, соответствующие двум значениям угла атаки


и
при числе Маха

. Распределения коэффициентов

и

на
рисун
ке
23

демонстрируют заметную разницу. Оказывается, что при
,
коэффициенты подъемной силы и сопротивления меньще чем в случае большего
угла атаки
, но отношение

больше в 3 раза.

В случае угла атаки
, аэродинамичесие коэффициенты не зависят от времени, а в случае угла

19


атаки

они периодически меняются со временем с характерным периодом
.


Рис.
22
. Карта
распределения режимов трансзвукового отрывного турбулентного обтекания
крыла
Onera M6
.


Рис.
2
3
. Сравнение зависимостей коэффициентов

и

от времени для двух случаев

и

при фиксировании
.

Геометрия крыла
Onera

M
6 такова, что при обтекании под углом атаки, газ
сжимается около носка крыла на подветренной стороне и образуется область
больших скоростей. На рисунке
2
4

показана зона

изоповерхности

для
случая
,
. При таком угле атаки сжатие газа около передней
кромки менее сильное, поэтому поперечное сечение области сверхзвукового
течения является небольшим

и почти равномерным вдоль передний кромки
крыла. При этом реализуется стационарный режим обтекания.


20



Рис.
2
4
. Конфигурация и распределение области сверхзвукового течения при

и

.


В случае больших углов

атаки

аэродинамические параметры
периодически меняются со временем. Рассмотрим видоизменение конфигурации
области сверхзвукового течения

за один период колебаний (
рис
.

2
5
).
Видно, что область сверхзву
кового течения, которая находится около корневого
сечения кры
ла, достаточно устойчива (
рис.
2
5

вид 3). Эту базовую область
назовём основанием зоны колебания скачка уплотнения (ЗКСУ). На самом деле,
ЗКСУ зависит от геометрии крыла. Для крыла
Onera

M
6
, котор
ое имеет
угол
стреловидности передней кромки
, основание ЗКСУ находится в
корневом сечении крыла.

Предположим, что область сверхзвукового течения имеет конкретную
конфигурацию как сплошное тело (твердое или жидкое). В момент врем
ени
область сверхзвукового течения достигает минимального объема. В
дальнейшем область сверхзвукового течения расширяется вдоль размаха
передний кромки крыла (см.
и
). В этот мом
ент область
сверхзвукового течения разделяется на две подобласти (см.
,

и
). Первая подобласть, примыкающая к корневому сечению ЗКСУ,
фиксируется. Вторая подобласть не фиксирован
а и перемещается к концевому
сечению крыла, и далее по времени исчезает. Этот процесс повторяется и
образует периодический цикл.

Рассмотрим распределение числа Маха в области сверхзвуковой скорости в
поперечных сечениях (
)

для сл
учая

,
.
Заметили
,
что в области корневого сечения зона сверхзвукового течения фиксируется на
верхней поверхности крыла.

В других сечениях, отстоящих от корневого сечения
область сверхзвукового те
чения ум
еньшается. На рисунке
2
6

можно видеть
изменение распределения числа Маха в сечении в одном периоде. Во всех
моментах периода, конфигурация и распределение области сверхзвуковой
скорости в сечении

не изменяется. В то же время, изм
енение и
исчезновение области сверхзвукового течения происходит в сечениях

и

соответственно.


21



Рис.
2
5
. Конфигурация области сверхзвуковой скорости в одном колебательном периоде
для случая
,
.


Рис.
2
6
. Распределения числа Маха в области сверхзвуковой скорости в одном периоде на
сечениях
,

и

в случае
,


Чтобы
управлять
автоколебани
ями
,
рассматривается применение выдува или
отсоса в той области
верхней поверхности, где
характерны автоколебания
.


22


Во втором параграфе

изложены
результат
ы

численных экспериментов по
управлению.


Как
показано

в предыдущем пункте, в случае
,

зон
а

автоколебани
й

скачка уплотнения возникает на верхней поверхности крыла.
Область крыла, на котором
задавалось управление
, занимает площадь
, где
-

длина вдоль оси
,
-

длина вдоль направления размаха
крыла (рис.
2
7
)
. В этой задаче, параметр

(
-

размах)

фиксирован
,
а

изменяется по формуле

где
,
,

-

длина
исходного
хорды
.

Далее рассматривается три
случая разн
ых

област
ей
приме
нения управления. Её площадь зависит только от параметра



Рис.
2
7
. Область применения управления.


Сначала
про
анализир
ованы

результаты, которые получились
при
зад
ании

в
ыдув
а

на площади

(

при

) и скорост
и

выдув
а

. Из
результатов, представленных на рис.

2
8

отметим
, что при
отсутствии управления осреднен
ное

значение коэффициента подъемного силы

и
амплитуда колебаний достаточно вел
ика

. При
включении выдув
а
, осреднен
ное з
начение коэффициента подъемно
й

силы
уменьшается


(соответственно
потеря 1.77%). Однако колебание затуха
ют и обтекание переходит
на
стационарный режим (
)
.


Рис.
2
8
.
Измене
н
ие

коэффициента подъемной силы при наличии выдува для случая
,

и
,
.


23


Можно,

что такой метод управления
достаточно эффектив
ен
. Хотя
о
среднен
ное

значение коэффициента подъемно
й

силы
незначительно
, но
автоколебания прекращаются
.

Дальше
представлены результаты применения выдува

на
других

участках крыла

(
).
В обоих случаях был
о обеспечено
устранение автоколебаний. Показано, что
чем больше площадь области
применения управления тем больше потеря
величины

.



Рис.
29
.
Изменения
осреднен
ного

коэффициент
а

подъемной силы


в разных областях
применения управ
ления при
.

Дальше

представлены результаты исследования у
правления с разными
скоростями в
ыдува

.

Так же, как и в предыдущем
случае управление позволяет ликвидировать нестационарность.



Рис.
30
. Изменения осреднения коэффициенты подъемной силы от скорости

выдува
.



ОБЩИЕ ВЫВОДЫ ПО РАБОТЕ


Для профиля
Naca

0012
:



Зона, в которой появляется автоколебания скачка уплотнения, соответствует
следующим диапазонам изменения
числа Маха набегающего потока


и угла атаки

. При случае
,

коэффициент подъемной силы колеблется в диапазоне от

до
, а

24


коэффицие
нт сопротивления
-

в диапазоне с значениями меньшими
примерно
в

раз

и
с

частот
ой

.



При

использовании
нагрев
а участка поверхности
,

для получения
не
большой
эффективности (9%) необходимо нагревать часть пов
ерхности профиля

до больших температур
.



При использовании

выдув
а

и отсос
а

оказывается,
при относительно
небольшой
скоростью

обеспечивает
ся

повышение эффективности до 99%
и ис
чезновение автоколебаний.



Метод
управление, связанный с применением пористой пленки также
обеспечивает большую эффективность (98%) и переводит нестационарный
режим в стационарный.


Для крыла
Onera M6
:



В интервале
, для каждого
зна
чения
набегающего числа Маха
существ
ует

значения
угла атаки
,
при

котор
о
м автоколебание начинает
возникать.
. Чем больше
, тем меньше
.



В режиме автоколебания скачка уплотнения,
область сверхзвуковой скорости
около корневого сечения крыла устойчива. В других сечениях крыла,
отстоящих от корневого сечения при больших значениях чем
,
область сверхзвукового течения неустойчива и меняется со временем. Здесь
может происходить разделение области сверхзвукового течения на две
подобласти.



По
казано, что м
етод управление

с помощью

выдув
а

эффективно работает. Он
переводит нестационарный режим в стационарн
ый
. Случай
,

является наилучшим среди исследованных режимов
управления.



Основные п
убликации по теме диссертации
:


1.

Липатов И.И., Приходько А.А., Фам Т.В., Численное моделирование
процессов возникновения бафтинга для профиля NACA 0012// Труды
МФТИ, 2014 г., т.6, №
22, с. 122
-
132.

2.

Липатов И.И., Фам Т.В., Численное моделирование процессов
возникновения бафтинга для крыла ONERA M6// Научный вестник МГТУ
ГА. 2014 г. № 200, с.133
-
140.

3.

Липатов

И
.
И
.,
Фам

Т
.
В
.,
flows

// 29
th

Congress of the International Council of the Aeronautical Sciences
(ICAS 2014)

// №2014_0769,
с
. 1
-
5.




УДК 533.69



Физика/ Механика газов. Аэродинамика. Физика плазмы/ Аэродинамика. Теория полета/ Аэродинамические
исследования отдельных частей летате
льных аппаратов, включая крылья.


Приложенные файлы

  • pdf 14796802
    Размер файла: 2 MB Загрузок: 0

Добавить комментарий