|
НАЦІОНАЛЬНИЙ АЕРОКОСМІЧНИЙ УНІВЕРСИТЕТ
ім. М.Є. Жуковського "Харківський авіаційний інститут"
НОВІКОВ Анатолій Олександрович
УДК 533.662
ВПЛИВ ГВИНТОВИХ РУШІЇВ НА АЕРОДИНАМІЧНІ ХАРАКТЕРИСТИКИ НЕСУЧОЇ СИСТЕМИ ЛІТАКА
Спеціальність 05.07.01 - аеродинаміка та газодинаміка літальних апаратів
Автореферат
дисертації на здобуття наукового ступеня
кандидата технічних наук
Харків – 2005Дисертацією є рукопис.
Робота виконана на кафедрі аеродинаміки та динаміки польоту інженерно-авіаційного факультету Харківського університету Повітряних Сил Збройних Сил України.
Захист відбудеться “11” березня 2005 року о 15 годині на засіданні спеціалізованої вченої ради Д64.062.02 у Національному аерокосмічному університеті ім. М.Є. Жуковського за адресою: 61070, м. Харків, вул. Чкалова, 17, ауд. 307.
З дисертацією можна ознайомитись у бібліотеці Національного аерокосмічного університету ім. М.Є. Жуковського.
Автореферат розісланий “02” лютого 2005 року.
Вчений секретар спеціалізованої вченої ради,
доктор технічних наук, професор Крашаниця Ю.О.ЗАГАЛЬНА ХАРАКТЕРИСТИКА РОБОТИ
Актуальність теми. Аналіз розвитку транспортної авіації показує на активне використання в якості рушіїв сучасних транспортних і пасажирських літаків важконавантажених однорядних і співосних повітряних гвинтів (ПГ). Яскравим прикладом можуть служити літаки АНТК Антонова Ан-140, Ан-38-100 і Ан-70, стосовно до російської авіації – літаки Іл-114 і Су-80.
Відмінними рисами цих літаків є:
- розвинена механізація крила;
- важконавантажені повітряні гвинти із шаблеподібним відгином лопатей;
- сильна інтерференція струменя від гвинтів із крилом і оперінням.
Гвинтовий рушій (ГР) в авіації застосовується давно, проте, його аеродинаміка, вплив на аеродинамічні характеристики літака в цілому вивчені недостатньо повно. В нинішній час аеродинамічні характеристики літальних апаратів з урахуванням роботи гвинтових рушіїв одержують або в натурному експерименті, або шляхом продувок в аеродинамічній трубі геометрично подібних моделей гвинтових рушіїв, або по полуемпіричним залежностям. Рівень розвитку аеродинаміки і обчислювальної техніки дозволяють отримати ці характеристики з достатньою для практичної мети точністю.
Одержання аеродинамічних характеристик несучих систем літальних апаратів з гвинтовими рушіями в льотному експерименті пов'язане з певним ризиком, великими матеріальними затратами і календарними термінами. Трубний експеримент за неможливості погодження всіх критеріїв подібності ускладнений і також пов'язаний з високими витратами. Розробка і впровадження в практику проектування розрахункової методики одержання подібних аеродинамічних характеристик дозволить зменшити частку експерименту при проектуванні і доводці літальних апаратів, провести широкі параметричні дослідження по вибору раціональних геометричних і кінематичних параметрів літаків, і, завдяки цьому, скоротити календарні та матеріальні витрати.
Зв'язок роботи з науковими програмами, планами, темами. Тема дисертаційної роботи відповідає науковому напрямку кафедри “Аеродинаміки та динаміки польоту літальних апаратів” Харківського університету Повітряних Сил. Дослідження за створеним методом розрахунку аеродинамічних характеристик літака з гвинтовими рушіями проводилися в рамках проведення спеціальних льотних випробувань надлегкого літака Х–32 з оцінки можливості його застосування для вирішення завдань ВПС України та при проведенні експертної оцінки надлегкого літака НАРП–1.
Мета роботи і задача дослідження. Метою роботи є визначення впливу геометричних і кінематичних параметрів гвинтових рушіїв на аеродинамічні характеристики літаків і їхніх елементів з використанням розробленого методу розрахунку на основі чисельного моделювання на ЕОМ.
Для досягнення мети вирішені наступні основні задачі:
- розроблена математична модель обтікання потоком газу літального апарата з гвинтовими рушіями;
- на базі розробленої математичної моделі створені робочі програми розрахунку;
- проведені методичні дослідження по вибору раціональних параметрів дискретизації;
- обґрунтована вірогідність розробленого методу зі ставленням результатів моделювання на ЕОМ обтікання широкого класу об'єктів з експериментальними даними і результатами розрахунків інших авторів;
- проведені параметричні дослідження впливу геометричних і кінематичних параметрів гвинтових рушіїв на аеродинамічні характеристики крила та оперіння.
Об`єктом дослідження є літак з гвинтовими рушіями, який обтікається потоком ідеальної нестисливої рідини.
Предметом дослідження є аеродинамічні характеристики об`єкта дослідження, його складових частин.
Метод дослідження. При моделюванні тілесних елементів літака з гвинтовими рушіями (фюзеляж, мотогондоли, тілесне крило) застосовувався панельний метод Морино. При моделюванні тонких елементів літака (лопаті гвинтового рушія, тонке крило, оперення) застосовувався метод дискретних вихорів (МДВ). В рамках теорії потенційних течій для моделювання інтерференції в складних конфігураціях типу “гвинтовий рушій – тілесний елемент – тілесне крило” застосовувався блочно-ітераційний метод.
Наукова новизна роботи полягає в наступному:
- отримані закономірності зміни аеродинамічних характеристик крила й оперення при впливі на них струменів від гвинтових рушіїв на основі проведення параметричних досліджень.
- розроблено метод розрахунку аеродинамічних характеристик літаків з гвинтовими рушіями, який враховує особливості аеродинамічного компонування літаків з розвиненою механізацією крила.
Практична значимість роботи: дани рекомендації щодо вибору раціонального взаємного розташування несучих поверхонь відносно гвинтового рушія; створена програма розрахунку розподілених і сумарних аеродинамічних характеристик складних комбінацій з співвісними та однорядними гвинтовими рушіями, у тому числі при наявності поверхні розподілу і кута ковзання; вироблені рекомендації щодо вибору параметрів дискретизації.
Розроблені автором положення реалізовані:
- у вигляді методики оцінки аеродинамічних характеристик літака при проведенні спеціальних льотних випробувань надлегкого літака Х–32 з оцінки можливості його застосування для вирішення завдань ВПС України та при проведенні експертної оцінки надлегкого літака НАРП–1. Акт про реалізацію №35 від 28.03.2003р. Державний Авіаційний Науково-випробувальний Центр Збройних Сил України;
- в методиці розрахунку аеродинамічних характеристик літака військово-транспортної авіації в науково-дослідній роботі № 48312 (шифр “Чутливість”, м. Харків) при аналізі аеродинамічних характеристик літака ВТА;
- в методиці розрахунку аеродинамічних характеристик літака з гвинтовими рушіями в науково-дослідній роботі № 48297 (шифр “ Модель-202”, м. Харків), при аналізі аеродинамічних характеристик крила, що обдувається потоком від гвинтових рушіїв;
- у навчальному процесі інженерно-авіаційного факультету Харківського інституту ВПС України. Акт про реалізацію №9/168 від 23.09.2004р. в дисципліні “Сучасні методи дослідження аеродинаміки і динаміки польоту” – результати дослідження нелінійних аеродинамічних характеристик літаків ВТА з гвинтовими рушіями.
Результати дисертаційної роботи можуть бути використані при розробці і модернізації авіаційної техніки.
Особистий внесок здобувача. Наукові положення, висновки і рекомендації, що викладені в дисертації і представлені на захист, отримані особисто автором, а саме:
- визначено вплив роботи гвинтових рушіїв на аеродинамічні характеристики крила;
- розроблено метод розрахунку аеродинамічних характеристик літальних апаратів з гвинтовими рушіями, комбінацій типу “гвинтовий рушій – тілесний елемент – крило”;
- характерні відзнаки аеродинамічних характеристик несучих систем з співосними гвинтовими рушіями від аеродинамічних характеристик несучих систем з однорядними гвинтовими рушіями;
- встановлені залежності моментних характеристик літака від геометричних та кінематичних параметрів гвинтового рушія, відхилення механізації крила.
Апробація результатів дисертації. Основні результати роботи доповідалися, обговорювалися і отримали позитивну оцінку на:
- науково-технічної конференції “Реалізація концепції модернізації авіаційної техніки і озброєння МО України в сучасних умовах: досвід, проблеми, шляхи рішення”, 2001 р.;
- міжнародній науково-технічній конференції “Проектирование и производство самолетов и вертолетов”. Харків – Рибаче: НАКУ “ХАИ”, 2003 р.;
- III науковій конференції молодих учених Харківського військового університету,
2003 р.;
- міжнародної науково-технічної конференції “Інтегровані комп’ютерні технології в машинобудуванні”,2003 р.;
- ІІІ міжнародної науково-технічної конференції “Проблемы информатики и моделирования” ХПИ, 2003 р.;
- семінарі молодих вчених ХІ ВПС ЗС України, Харків, 2001-2004 рр.;
- семінарах кафедри аеродинаміки та динаміки польоту літальних апаратів ХІ ВПС ЗС України, Харків, 2001-2004 рр.;
- конференції молодих науковців Національного аерокосмічного університету “Харківський авіаційний інститут”, м.Харків, 2003 р.;
- наукових семінарах кафедри аерогідродинаміки Національного аерокосмічного університету ім. М.Є. Жуковського “Харківський авіаційний інститут”, 2001 - 2004 рр.
Публікації. Основні положення й висновки, що сформульовані в дисертації, містяться у 6 наукових публікаціях (всі у виданнях, що входять до переліку фахових видань з технічних наук, затверджених ВАК України), у яких викладені:
- математична модель обтікання несучих систем літальних апаратів із гвинтовими рушіями [1];
- дослідження з методики розрахунку аеродинамічних характеристик тілесних елементів несучих систем літальних апаратів із гвинтовими рушіями [1,2];
- методика розрахунку аеродинамічних характеристик несучих систем літальних апаратів із гвинтовими рушіями й основні результати досліджень [3,4,5,6].
Структура і обсяг дисертації. Дисертація складається з вступу, 4 розділів, висновків та списку використаних джерел. Робота виконана на 148 сторінках, містить 125 рисунків, 2 таблиці. Список використаних джерел містить 114 найменувань.
ОСНОВНИЙ ЗМІСТ
У вступі обґрунтована актуальність обраного напрямку дослідження на підставі проведеного аналізу існуючих методів визначення аеродинамічних характеристик літальних апаратів з гвинтовими рушіями, сформульована мета досліджень, показані основні положення, що визначають наукове та практичне значення роботи.
У першому розділі приведено обґрунтування обраного напрямку дослідження. Проведено аналіз існуючих методів визначення аеродинамічних характеристик несучих систем літальних апаратів. Проведено аналіз існуючих математичних моделей рідини. Проведено аналіз існуючих методів розв’язання рівнянь руху рідини. Розглянуті основні чисельні методи розв’язання рівнянь руху рідини (скінченнорізницеві методи і методи граничних елементів). Зроблено висновок про ефективність моделі потенційної рідини для розв’язання задач обтікання складних просторових аеродинамічних компонувань із гвинтовими рушіями. Викладена загальна постановка задачі дослідження.
У другому розділі представлено метод розрахунку аеродинамічних характеристик несучих систем літальних апаратів з гвинтовими рушіями.
Робота обмежується розгляданням прямих задач аеродинаміки, в яких просторові форми несучих поверхонь та кінематичні параметри задані як функції координат і часу. Для комбінації, що складається з гвинтових рушіїв і несучих поверхонь (НП), та рухається в нев`язкому нестискуємому середовищі з поступальною швидкістю, не накладається будь яких геометричних обмежень. Лопаті гвинтових рушіїв і несучих поверхонь можуть обтікатися як плавно, так і з відривом потоку, при цьому місця сходу вихрових пелен вважаються апріорі відомими і (або) фіксованими на краях. В загальному випадку потрібно визначити розподілені та сумарні аеродинамічні навантаження, діючі по несучий системі.
Розглянута комбінація складається з ряду несучих поверхонь, які з огляду на невелику відносну товщину лопатей вважаються нескінченно тонкими. Задача по розрахунку обтікання вирішується в безрозмірному вигляді.
Використовуються підходи методу дискретних вихорів, припускається, що всюди поза поверхнями і сліду за ними течія є безвихрова, тоді для потенціалу збурених швидкостей справедливо рівняння Лапласа:
 .
Задача полягає в знаходженні потенціалу швидкостей, що задовольнить рівнянню Лапласа при певних межових умовах:
- На жорстких поверхнях виконується умова непротікання.
- На вільних вихрових поверхнях виконується умова безперервності тиску і нормальної складової швидкості.
- На нескінченному віддаленні від комбінації і сліду за ній потік незбурений.
- На краях поверхонь, з яких сходять вільні вихрові поверхні, виконується умова Чаплигіна-Жуковського про кінцевість швидкостей.
Якщо замінити несучі поверхні та їх слід безперервними вихровими шарами з напруженістю , то поле швидкостей, індуковане цими шарами, задовольняє рівнянню Лапласа, умові на нескінченності. Для виконання умови безперервності тиску і нормальної складової швидкості на вільних вихрових поверхнях слід розглядається як вільна вихрова поверхня. Для визначення на несучих поверхнях використовується умова непротікання і умова, що характеризує місце сходу вихрової пелени.
Рішення проводиться в нелінійній нестаціонарній постановці. Оскільки вивчаються задачі, що описуються рівняннями нерозривності при нелінійних межових умовах на поверхні тіл та на невідомих поверхнях тангенціального розриву, то це дозволяє будувати розв’язання за допомогою методу дискретних вихорів, поле швидкостей яких автоматично задовольняє рівнянню нерозривності. Для розв’язання задачі вихрові системи тіл і сліду за ними моделюються системою дискретних вихорів. В роботі використовується модифікований метод дискретних вихорів, розроблений та розвинений В.О.Апаріновим О.В.Двораком, гідродинамічна замкнутість вихрової системи в якому забезпечується застосуванням замкнутих чотирикутних вихрових рамок, кожна з яких моделює охоплений нею елемент вихрових поверхонь. Застосування замкнутих вихрових рамок для моделювання вихрових поверхонь дозволяє функціонально поділити вихрові схеми несучих поверхонь та пелени на окремі модулі. Вихрова схема несучіх поверхонь представляє собою універсальний незалежний модуль при рішенні задач з різноманітними схемами обтікання: відривними та безвідривними.
Заміна безперервного розподіленого вихрового шару дискретним дозволяє перейти від інтегро-диференційних рівнянь до системи алгебраїчних. Тоді потенціал і вектор швидкості визначаться підсумовуванням відповідно потенціалів та швидкостей від всіх цих рамок. Межова умова непротікання записується для контрольних точок у вигляді системи алгебраїчних рівнянь і використовується для знаходження невідомих циркуляцій вихрових рамок на несучіх поверхнях. При сході вихрових пелен з країв, циркуляції вільного вихрового відрізка привласнюється значення відповідної циркуляції на несучіх поверхонь, яка одержується з попереднього розрахункового кроку.
Застосування інтеграла Коші-Лагранжа до нижньої і верхньої сторін несучої поверхні дозволяє знайти різницю тиску
 = .
По відомому розподілу  по поверхнях та обчисленим в контрольних точках векторам нормалей шляхом підсумовування по всім дільницям поверхонь одержуються коефіцієнти сил та моментів.
Застосування гвинтового рушія, при якому він може вважатися ізольованим, зустрічається рідко. В рамках теорії потенційних течій для моделювання інтерференції в складних конфігураціях типу “гвинтовий рушій – тілесний елемент – крило” використовується блочно-ітераційний метод, що дозволяє застосовувати різні розрахункові методи для моделювання різних елементів конфігурації: метод дискретних вихорів для моделювання гвинтового рушія та панельний метод Моріно для моделювання тілесних елементів, в відповідності з яким розглядається інтегральне подання розв’язання диференційного рівняння Лапласа для потенціалу збурених швидкостей. При ітераційному моделюванні обтікання комбінації “гвинтовий рушій – тілесний елемент – крило” урахування інтерференції здійснюється через умову непротікання твердих поверхонь:
- в контрольних точках панелей – з урахуванням збурених швидкостей від вихрової системи гвинтового рушія;
- в контрольних точках на поверхнях гвинтового рушія - з урахуванням збурених швидкостей від тілесних елементів.
В третьому розділі приводиться блок-схема та характеристики робочих програм розрахунку, комплексу графічних програм. Наголошується на важливості раціонального вибору параметрів розрахунку, оскільки надмірне розбиття на поверхнях та малий часовий крок значно збільшує тривалість виконання розрахунку, а мале розбиття та великий часовий крок можуть призвести до великої похибки одержуваних результатів. Дослідження проводилися за наступною схемою:
- визначення міри дискретності та розрахункового часового інтервалу для одержання сумарних аеродинамічних характеристик ізольованого гвинта;
- визначення параметрів рахунку для одержання розподілених і сумарних аеродинамічних характеристик несучих поверхонь в сліді за гвинтовим рушієм.
В результаті досліджень встановлено, що для одержання сумарних аеродинамічних характеристик ізольованого гвинта необхідно використати розбиття по хорді лопаті n≥3, розбиття по розмаху лопаті N≥4, величина розрахункового часового інтервалу вибирається в залежності від кількості лопатей, з яких складено гвинт. Для вивчення сумарних аеродинамічних характеристик несучіх поверхонь в сліді за гвинтовим рушієм значення n/=3 та  вважаються достатніми для одержання високої точності розрахунку; при визначенні розподілених аеродинамічних характеристик по несучім поверхням необхідно враховувати значення розбиття як по хорді (n/≥3), так і по розмаху (N /≥ 8).
Вироблено рекомендації з дискретизації елементів літального апарата, що мають кінцеву товщину, порівнянням дальнього і середнього поля швидкостей, отриманих у результаті розрахунку навколо сфери одиничного радіуса, з відомим аналітичним рішенням для ідеальної нестисливої рідини. Використання аналітичного рішення не несе в собі систематичні і випадкові помилки, властивим експериментальним даним. Зроблено висновок, що дослідження в чисельному експерименті складної взаємодії струменів від повітряних гвинтів з мотогондолою, крилом, оперенням вимагає набагато підвищені вимоги до ступеня апроксимації поверхні елементів літального апарату панелями.
Працездатність створеної методики обґрунтовується порівнянням розрахунків з результатами фізичних експериментів та відомими розрахунками інших авторів для широкого класу аеродинамічних тіл: крил різних подовжень, гвинтових рушіїв з різними геометричними та кінематичними параметрами (приклад наведено на рис. 1).
Рис. 1. Схема комбінації механізованого крила з однорядними ГР та порівняння результатів розрахунку за пропонованою методикою з експериментальними даними
При рішенні задач в нелінійній нестаціонарній постановці виникають труднощі, обумовлені значним збільшенням часу розрахунку. Це призвело до необхідності дослідження підходів по його скороченню.
Досліджено неврахування дальнього вихрового сліду на комбінації, що знаходилася в потоці з U= =0,24 та α =5° та складалася з двох трилопатевих повітряних гвинтів та несучої поверхні, при обчисленні навантажень на несучій поверхні, і знесення сліду по швидкості набігаючого потоку. Встановлено, що при віддаленні сліду на відстань  ≥ 2R зміни в аеродинамічних характеристиках несучої поверхні не перевищують 1% відносно усталених значень, тому його неврахування не призводить до великої похибки, а потрібний час розрахунку зменшується в два рази при куті проворота гвинтів  . Таким чином, неврахування дальнього вихрового сліду дозволяє суттєво скоротити потрібний час розрахунку без втрати точності.
В четвертому розділі приведені дослідження впливу геометричних та кінематичних параметрів гвинтових рушіїв на аеродинамічні характеристики крила, поле миттєвих індуктивних швидкостей. Досліджено вплив струменя від гвинтових рушіїв на розподіл аеродинамічного навантаження по прямокутному крилу, складеному з несиметричних профілів. Наприклад, крило знаходилося в потоці з кутом атаки α=5°, однорядний гвинтовий рушій складався з 6 лопатей (комбінація №1), співвісний гвинтовий рушій мав 4 лопаті в передньому та 3 в задньому ряді (комбінація №2). Кут установки крила щодо осі обертання гвинта  . В результаті досліджень отримані сумарні і розподілені аеродинамічні характеристики гвинтового рушія і крила, вихрові структури і поля швидкостей при різних значеннях коефіцієнтів тяги гвинтового рушія. Проведені дослідження дозволили визначити вплив режиму роботи гвинтового рушія на характеристики крила. Збільшення коефіцієнта тяги приводить до росту нормальної сили на крилі. Реалізується лінійна залежність коефіцієнта нормальної сили від коефіцієнту тяги В при малих її значеннях. При збільшенні коефіцієнта тяги темп росту Су знижується.
Дослідження виявило принципово різний характер розподілу аеродинамічного навантаження по крилу (рис. 2), що пов`язано з великим ступенем закрутки потоку за однорядним, та практично відсутньою закруткою потоку за співвісним гвинтовим рушієм (рис. 3).
Рис. 2. Розподіл безрозмірного навантаження по розмаху крила
Рис. 3. Поле швидкостей за гвинтовим рушієм
Для несучих систем з однорядним гвинтовим рушієм ріст режиму роботи гвинта приводить до збільшення моменту крену комбінації, в той час, як збільшення крену в несучих системах з співвісним гвинтовим рушієм не спостерігається (рис. 4).
Рис. 4. Залежність коефіцієнта крену від коефіцієнта тяги гвинтового рушія
Дослідження виносу однорядного гвинтового рушія у вертикальній площині на аеродинамічні характеристики крила показали, що найвищий приріст нормальної аеродинамічної сили на крилі від інтерференції гвинта відбувається при відносному виносі гвинта  в межах від –0,1 до –0,3. Це відповідає розташуванню крила нижче осі обертання ГР. Приклад зміни коефіцієнта нормальної сили крила ( ) у залежності від  для різних значень коефіцієнтів тяги (В) приведений на рис. 5.
| 
