Разработка метода расчета аэродинамических характеристик сложных аэродинамических компоновок с работающей силовой установкой тема автореферата и диссертации по механике, 01.02.05 ВАК РФ

На правах рукопис

1 я МА'^

и ¡..(ч1 Рягузов Евгений Александрович

РАЗРАБОТКА МЕТОДА РАСЧЕТА АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК СЛОЖНЫХ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ КОМПОНОВОК С РАБОТАЮЩЕЙ СИЛОВОЙ УСТАНОВКОЙ

01.02.05 - механика жидкости, газа и плазмы

Автореферат диссертации на соискание ученой степени кандидата технических наук

НоиосиЬи( г. 1'|;>7

Работа выполнена в Государственном Сибирском научно-исследовательском институте авиации им.С.А.Чаплыгина.

Научный руководитель: кандидат технических наук,

старший научный сотрудник В.А. Силантьев. Официальные оппоненты: доктор физико-математических наук,

старший научный сотрудник Н.Ф. Воробьёв;

кандидат физико-математических наук, старший научный сотрудник М.С. Соппа

Ведущая организация: ВВИА им. Н.Е. Жуковского

Защита состоится "_" _1997 г. в _часов на заседании

диссертационного совета К 003.22.01 по присуждению ученой степени кандидата наук в Институте теоретической и прикладной механики СО РАН по адресу 630090, г.Новосибирск-90, ул. Институтская, 4/1, ИТПМ СО РАН.

С диссертацией можно ознакомиться в библиотеке .ИТПМ СО РАН.

Автореферат разослан "/5" 997 г.

Ученый секретарь

диссертационного совета

доктор физ.-мат. наук С ' ' '

В.И.Корнилов

ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА РАБОТЫ

Актуальность темы обусловлена тем, что проектирование перспективных летательных аппаратов связано с проработкой множества вариантов аэродинамических компоновок, в том числе и с работающей силовой установкой. Испытания в аэродинамических трубах требуют больших капиталовложений и энергетических затрат. Численные методы, обладающие высокой оперативностью, позволяют сократить число рассматриваемых вариантов исследуемой компоновки на предварительных этапах её проектирования.

Несмотря на значительный прогресс, достигнутый в последнее десятилетие при решении уравнений Эйлера, Навье-Стокса и полного потенциала различными конечно-разностными методами, методы распределенных гидродинамических особенностей (в частности, различные панельные методы), базирующиеся на модели идеальной жидкости, продолжают оставаться основными и наиболее доступными инструментами расчетов обтекания летательных аппаратов и их частей на до- и сверхзвуковых скоростях.

Цель работы заключается в разработке эффективного универсального панельного метода расчёта аэродинамических характеристик сложных самолетных компоновок на малых дозвуковых скоростях с моделированием режимов работы силовой установки.

Научная новизна работы состоит в том. что в ней впервые:

1. Показано, что метод возмущенного потенциала с постоянными особенностями на панелях не имеет ограничений на геометрию исследуемой компоновки и в этом смысле является универсальным. Метод полного потенциала с постоянными особенностями не может быть использован для расчета обтекания несимметричных профилей, стреловидных крыльев и фюзеляжеобразных тел с непрямой осью. Методы потенциала с кусочно-линейными особенностями не приводят к уточнению характеристик при пространственном обтекании тел и требуют существенно больших затрат ЭВМ для проведения расчетов.

2. На основе панельного метода возмущенного потенциала предложены мосели схематизированных двигателей: винта, мотогондолы, винта в кольце и эжекторз.

3. Для анализа обтекания мотогондол турбореактивных двигателей, имеющих сложные внутренние протоки, предложены и апробированы гидродинамические модели с изолированными воздухозаборником и соплом.

4. Методом возмущенного потенциала решена задача обтекания комбинации "крыло+фюзеляж+оперение" в условиях интерференции с силовой установкой и показано, как пелена диполей, моделирующая завихренный след за крылом (оперением), должна быть связана с поверхностью фюзеляжа и оперения.

На защиту выносится:

• Созданные на основе панельного метода возмущенного потенциала модель струйного течения и гидродинамические модели элементов силовых установок.

• Разработка алгоритмов и прикладных программ расчета аэродинамических хараггеристик сложных аэродинамических компоновок, в том числе с учетом интерференции с работающей силовой установкой.

Практическая ценность работы состоит в том. что Разработанный метод доведен до прикладной программы и может быть использован в конструкторских бюро для решения задач проектирования летательны' аппаратов, а также для исследования интерференции планера с работающей силовой установкой.

Достоверность результатов, полученных в диссертации, подтверждается удовлетворительным согласием с имеющимися точными решениями, с результатами расчетов полученными с помощью других апробированных численных методов в которых использованы другие подходы, а также с экспериментальными данными

Внедрение результатов. Разработанная в диссертационной работе прикладная программа расчета аэродинамических характеристик для ЭВМ внедрена в АООТ ОКБ Сухого" и в АНТК "Крыло" г. Омск.

Апробация. Результаты диссертации докладывались и обсуждались:

- на конференциях молодых специалистов ИТПМ СО АН СССР (1988, 1989 гг.);

- на семинаре по аэродинамике в МАИ (руководитель Ю.А. Рыжов, 1988 г.);

- на конференции молодых специалистов СибНИА (1989 г.);

- на семинаре по аэродинамике в КАИ (руководитель В.Г. Павлов, 1989 г.); -на 3-х Чаплыгинских чтениях СибНИА (1989 г.);

- на Чтениях, посвященных 100-летию Б.Н. Юрьева (МАИ, 1989 г.);

- на Ч-Л Всесоюзной школе по методам аэрофизических исследований (г. Абакан, 1989 г.;,

- на семинаре по аэродинамике в филиале ЦАГИ (руководитель С.М. Белоцерков-

ский, 1988. 1989 гг.):

-на 1-й Советско-Китайской конференции по аэродинамике (г. Новосибирск, 1991 г.).

- на семинаре по аэродинамике во втором отделении ЦАГИ (руководитель В.Г. Микеладзе 1994 г.);

- на семинаре по аэродинамике в ВВИА им. Н Е. Жуковского (Руководитель М.И. Ништ. 1994 п);

- на IV Китайско-Российском симпозиуме по аэродинамике (г. Пекин, 1995 г.)

Публикации. По теме диссертации автором опубликовано 4 работы (см.

список в конце автореферата).

Структура и объем диссертации. Диссертация состоит из введения, четырех гпав заключения, списка использованной литературы и приложения. Общий объем работы - 131 страница, в том числе 70 иллюстраций й 2 страницы приложения Список литературы включает 95 наименований.

СОДЕРЖАНИЕ ДИССЕРТАЦИИ

Во введении дан краткий обзор работ, посвященных разработке и использованию панельных и других численных методов для решения задач обтекания летательных аппаратов и их частей плоским и пространственным несжимаемым потоком. Обоснована актуальность темы. Приведено краткое содержание диссертационной работы по главам.'

Первая глава посвящена изложению основных положений панельных методов полного и возмущенного потенциала. Решение задачи об обтекании твердого тела, ограниченного гладкой поверхностью Э, заключается в отыскании потенциала скорости Ф, удовлетворяющего уравнению Лапласа вне поверхности тела Э и его следа и следующим граничным условиям:

1. Условию непротекания на поверхности Э

ОФ Рп

= 0, (1)

5

где n-единичный вектор внешней нормали к поверхности S;

2. Условию затухания возмущений на бесконечности

дгабФ\т = \/„; (2)

3. Условию отсутствия перепада статического давления на поверхности следа Sc„

PcVPc„ = 0, (3)

- где pSi и pZ, - статические давления на верхней и нижней поверхностях следа;

4. Условию тангенциальное™ скорости на поверхности следа

(V

<Ъ

= 0; (4)

в сл

5. Условию Жуковского-Чаплыгина о конечности скорости на задней кромке.

На основании формулы Грина потенциал скорости Ф в любой точке, лежащей вне поверхности тела и его следа, представляется в виде суммы потенциала простого слоя (слоя источников), расположенного на обтекаемой поверхности Э, потенциала двойного слоя (слоя диполей), расположенного на обтекаемой поверхности Э и поверхности следа и потенциала скорости невоэмущенного потока Фх. Переходя на поверхность Э и выполняя граничное условие непротекания на поверхности, задача обтекания тела сводится к решению интегрального уравнения Фредгольма второго рода

для метода полного потенциала и

для метода возмущенного потенциала (метода Морино).

Неизвестной в этих уравнениях является интенсивность диполей, численно равная потенциалу скорости Фз (или на обтекаемой поверхности. Интенсивность источников известна из условия непротекания (1). Интенсивность диполей на следе //сл = Фа,- Фсп (или <раг<рсл) остается постоянной вдоль линии тока и связана с интенсивностью диполей на обтекаемой поверхности условием Жуковского-Чаплыгина на задней кромке.

При решении вышеописанных интегральных уравнений в пространственных задачах обтекаемая поверхность Э и след разбиваются на плоские (четырехугольные или треугольные) панели. Интенсивности источников и диполей на панелях предполагаются постоянными или изменяющимися по линейному закону. Тогда интегралы по поверхности панели определяются аналитически и интегральные уравнения переходят в системы линейных алгебраических уравнений. При этом в методах полного и возмущенного потенциалов матрицы коэффициентов аэродинамического влияния совпадают, а различаются лишь правые части.

Обсуждаются различные формы записи условия Жуковского-Чаплыгина для вариантов панельных методов потенциала с кусочно-постоянными и кусочно-линейными интенсивностями особенностей на панелях. Приводятся формулы для вычисления матриц коэффициентов аэродинамического влияния для плоских и пространственных задач.

Полученная система линейных алгебраических уравнений решается известным итерационным методом Гаусса-Зейделя. При этом определяются потенциалы скорости (интенсивности диполей) в соответствующих контрольных точках. Скорость потока на обтекаемой поверхности находится численным дифференцированием. Интегральные характеристики вычисляются путем суммирования нагрузок по всем панелям. При этом давление на панели предполагается постоянным и равным давлению в середине панели.

Во второй главе в методических целях проведены расчеты ряда профилей, фюзеляжеобразных тел и крыльев конечного размаха методами полного и возмущенного потенциалов с кусочно-постоянными и кусочно-линейными интенсивностями диполей и источников на панелях. Расчеты симметричных профилей Кармана-Трефтца свидетельствуют о том, что метод полного потенциала с кусочно-постоянными особенностями на панелях обеспечивает более высокую точность, чем метод возмущенного потенциала (метод Морино) (рис. 1). В то же время метод полного потенциала с кусочно-постоянными особенностями оказался весьма неустойчивым по отношеннию к форме профиля и. закону разбиения на панели. Метод Морино этих недостатков не имеет (рис. 2).

При кусочно-линейном законе распределения интенсивностей диполей и источников на панелях методы полного и возмущенного потенциала приблизительно равноценны, но уступают методу Морино с кусочно-постоянными особенностями по точности и быстродействию.

На примере расчета профилей Кармана-Трефтца даны количественные оценки точности расчета коэффициентов подъемной силы и лобового сопротивления для различного числа панелей.

В ходе методических исследований было обнаружено, что точность распределенных характеристик, получаемых методом полного потенциала с постоянными особенностями на панелях, при расчёте тел вращения, имеющих заострённые носовую и хвостовую части, остаетася весьма низкой. В то же время метод возмущённого потенциала даёт результаты, хорошо согласующиеся с данными других апробированных методов, например с методом Ф. Вудворда (рис. 3).

Применение кусочно-линейных особенностей к расчёту обтекания пространственных тел не приводит к повышению точности (рис. 4) при одновременном увеличении почти на порядок времени счета. В связи с этим обстоятельством линейные особенности больше не рассматривались.

Еще один серьезный недостаток метода лолного потенциала обнаружен на примере расчёта стреловидного крыла большого удлинения (рис. 5). Применение этого метода требует большого числа продольных полос на крыле для достижения необходимой для практических целей точности. Метод возмущённого потенциала даёт результаты, удовлетворительно согласующиеся с экспериментальными данными как для стреловидных крыльев (рис. 6), так и для фюзеляжей (рис. 7).

В третьей главе метод возмущённого потенциала обобщается для моделирования струйных течений и решения задач обтекания элементов схематизированных двигателей (изолированного винта, мотогондолы, винта в кольце и эжектора, рис. 8). Течение в струе также, как и во внешнем потоке, предполагается потенциальным с одинаковой плотностью. Граница струи заменяется вихревым слоем (слоем диполей). На границе струи выполняются условия отсутствия перепада статических давлений (3) и тангенциальности скорости (4). Мотогондола силовой установки моделируется кольцевым крылом, имеющим конечную толщину и проток заданной формы. Перепад полного и статического давлений моделируется "активным" диском внутри кольцевого крыла. Тогда уравнение (6) для кольцевого крыла с истекающей струей преобразуется к виду

Поскольку форма струи и интенсивность диполей /1сп,р на ее границе заранее неизвестны, уравнение (7) решаются методом последовательных приближений. В первом приближении форма струи задается в виде цилиндра, а интенсивность вихревого слоя (диполей) на границе струи определяется из условия на бесконечности. После решения уравнения (7) форма струи уточняется в соответствии с условием тангенциальности скорости на границе струи, а новые зна-

(7)

чения интенсивностей диполей на ее границе находятся из условия (3). Процесс последовательных приближений продолжается до достижения сходимости.

В качестве примера на рис. 9 показано изменение формы струи в зависимости от интенсивности "активного" диска (интенсивности вихревого слоя на границе струи). При увеличении интенсивности выдува деформация струи уменьшается. На рис. 10 представлены примеры расчета деформации струй за схематической моделью двухконтурного двигателя. Режим Уетр(=У„(для мотогондолы с большим диаметром) и (для мотогондолы с меньшим диаметром) соответствует обтеканию комбинации двух кольцевых крыльев. Обращает на себя внимание ослабление деформации вихревого следа за внутренним крылом (гондолой) по сравнению с изолированным вариантом (рис. 9). На втором примере показано влияние "активных" дисков на некоторое уменьшение деформации следа.

Для расчёта мотогондол, имеющих длинные протоки сложной формы предложена гидродинамическая модель с изолированными воздухозаборником и соплом (рис 8г). При этом в некотором сечении воздухозаборника помещается диск источников, интенсивность которых равна нормальной составляющей скорости с обратным знаком в выбранном сечении. Интенсивность источников сопла определяется в процессе счета. На рис. 11 показано сопоставление двух моделей двигателей, имеющих протоки, и изолированные воздухозаборники и сопла. При этом наблюдаются лишь незначительные расхождения результатов вблизи сопла.

В четвертой главе рассматриваются вопросы, связанные с особенностями применения метода возмущенного потенциала к расчету обтекания сложных компоновок самолетов.

Важной особенностью метода при расчете компоновок "крыло-фюзеляж" является неизбежное появление мощного вихря (Г, , рис. 12), идущего вниз по потоку от точки пересечения задней кромки крыла с поверхностью фюзеляжа. Этот вихрь является чисто схемным феноменом (физически он отсутствует). Теоретически он должен компенсироваться вихрями на боковой поверхности фюзеляжа, поэтому его нельзя отрывать от фюзеляжа. Необходимо также отметить, что примыкающая к борту фюзеляжа полоска диполей постоянной интенсивности, моделирующая вихревой след за крылом, индуцирует скачок потенциала. Это может привести к большим ошибкам при численном дифференцировании в окружном направлении. Для устранения этой особенности след должен стыковаться с боковой поверхностью фюзеляжа по границе панелей.

Другая трудность возникает при взаимодействии следа, диполей за крылом с расположенным ниже по потоку оперением. В разработанном алгоритме предусмотрена "стыковка" пелены с передней кромкой оперения в случае, если пелена проходит вблизи от оперения (рис.13). За оперением образуется собственная пелена. В этом случае производные от потенциала через переднюю кромку оперения брать нельзя.

В качестве примеров были рассмотрены компоновки, которые включают в себя все основные элементы реальных самолетов. .

На (рис. 14) приведен пример была расчёта схематизированной компоновки, имеющей фюзеляж с фонарем, крыло и встроенные мотогондолы. Расчет позволяет оценить влияние режима работы двигателей на распределенные и интегральные характеристики, что другими методами для данной схемы сделать затруднительно.

Для другой схематической компоновки "крыло+фюзеляж+оперение" имеет место хорошее согласование с экспериментальными данными на фюзеляже, включая сложный характер распределения давления в области интерференции (рис.15). На крыле и оперении расчет несколько завышает перепад давления. Но нужно отметить, что в этом примере крыло имеет толстый профиль (с=18%), для которого существенную роль играют пограничный слой и не учитываемые в расчете диффузорные отрывы на крыле, оперении и фюзеляже.

Более сложная задача возникает при натекании струи от винта на крыло. При этом требуется согласование панелей на крыле и границе струи. На рис. 16 показана расчётная схема для компоновки "фюзеляж+крыло+мотогондолы+ оперение" с тянущим винтом. Граница струи построена по линиям тока ( на виде в плане граница струи показана условно). Для одного из сечений крыла, находящемся в струе от винта, приведены характерные распределения давления при разных значениях коэффициента нагрузки на винт; В=0; 1,5.

На рис. 17 показана форма струи, натекающая на прямоугольное крыло с удлинением 3. Диаметр винта был равен 0,8 хорды, диск винта находился на расстоянии 0,3 хорды от передней кромки крыла. Там же дано сопоставление с экспериментальными данными для коэффициента подъёмной силы по размаху крыла. Отличия расчётных данных от экспериментальных в сечениях, обдуваемых винтом, обусловлены влиянием закрутки потока.

В заключении сформулированы основные результаты и выводы диссертационной работы:

1. На основе проведенного анализа четырех вариантов панельного метода потенциала (методов полного и возмущённого потенциалов с кусочно-постоянными и кусочно-линейными законами распределения особенностей на панелях) показано, что метод возмущённого потенциала с кусочно-постоянными особенностями на панелях не .имеет ограничений на геометрию исследуемой компоновки и в этом смысле является универсальным.

2. На базе метода возмущённого потенциала разработаны гидродинамические модели схематизированных силовых установок (винта, мотогондолы, винта в кольце и эжектора). Предложены и апробированы гидродинамические модели двигателей с изолированными воздухозаборником и соплом.

3. Разработан метод расчёта аэродинамических характеристик самолётных компоновок конечной толщины в условиях интерференции с работающей силовой установкой.

4. Создан алгоритм формирования сложной поверхности летательного аппарата, учитывающий особенности метода потенциала для сложных компоновок с силовыми установками.

Основные результаты диссертации опубликованы в следующих работах:

1. Рягузов Е.А., Силантьев В.А. Сравнительная оценка методов полного и возмущенного потенциалов при расчете "толстых" крыльев//Вопросы авиационной науки и техники. Серия Аэродинамика и прочность летательных ап-паратов.-Новосибирск, 1988.- Вып. 3,-С. 17-24.

2. Рягузов Е.А., Силантьев В.А. Расчет обтекания аэродинамических компоновок на основе панельного метода потенциала//Сб. докл. VII научно-техн. конфер. молодых ученых и специалистов, Новосибирск, 29-31 мая 1989 г.- Новосибирск, 1991.-С. 10-15.

3. Рягузов Е.А., Силантьев В.А. Расчет обтекания сложных самолетных компоновок с моделированием работы двигательных установок панельным методом

' потенциала.-Новосибирск, 1992.-43 с. (Препринт/Сиб. научно-иссл. ин-т авиации им. С.А. Чаплыгина; N 1-92).

4. Silantiev V.A., Ryaguzov Е.А. Aerodynamic Analysis of Complex Aircraft Configurations with Engine Simulation Using The Potential Panel Method// Proceedings of the Fourth Sino-Russian Symposium on Aerodynamics. Chinese Aeronautical Establishment.-1995.-P. 41-56.

/"oS&X.Vi ¿,= fS.S%

Рис. 1

/7pt?oou¿7¡ Хая v¿7,h>¿ - Гое&т^з cc=ü

D'tr O

Тело ¿ращения; d-o,7Sl ex.-о

Рис. 3

¿¿¿а/?

Г V N

ч

А г -- - V

точное решение

L 1

--ли/veÛHi'e ди/гали

i

/

/

f: — — -- - ...

—

û 0.F JT 7.Û

UJCJ7X9J03íZWJV. Г.ьЧГ OC = J

Ca

S

0.4 ü.á

/ rs ч.

а. s

я?"—j pa eve,7?

эксперимент

ПО' ю~

0,4

о. s

Г ■v. СХ= 7*'

L ! п-Л «Tí -Л

у / V 4 •f

7 f

i i

î i

G

Рис. 7

$)/инт S кал те

S) ¿жектор

__________ еоовФое-

a/rmuSMUä juCK*fucK utm*YMU~

г) ujoyru/wSar/Hoe моделирсбание Sojâyz-ffjaâopHUKa и со/ига

Рис. 8

Рис. 9

<х-го'

Рис. 10

AfomoeMâwa <r алгти£ы,м ¿иском ja) ó-e.sí

--.--V _

_ ос-а

rUL_-г-

-i--1— .

—---1— ~ -—

щ Juex

ut*****.

»

Shsmh.

Li

• (a) (à)

Рис. 11

Рис. 12

Уеалгетрия лме/st/ t?¿¿/zújre¿

Рис. 14

Крыло Х=3 а=2.5° профиль CLARK—Y с=0.2

Рис. 17 __

РГ7