CC BY
103
УДК 532.59; 532.527
ИССЛЕДОВАНИЕ ВИХРЕВОГО СЛЕДА ЗА АВИАНЕСУЩИМ КОРАБЛЕМ
В.В. ВЫШИНСКИЙ, А.А. КОРНЯКОВ, Г.Г. СУДАКОВ
В работе представлены результаты расчетного исследования спутного следа за авианесущим кораблем. Решается краевая задача для пространственных нестационарных уравнений Навье-Стокса, осредненных по Рейнольдсу. Результаты математического моделирования сравниваются с данными трубного эксперимента.
Ключевые слова: вихревой след, авианесущий корабль, математическое моделирование, эксперимент.
Введение
Посадка на авианесущий крейсер является одним из наиболее трудных и опасных для пилотирования режимов, поэтому весьма актуальным является реалистичное моделирование данного режима на пилотажных стендах и авиационных тренажерах.
Надводная часть авианесущего корабля с точки зрения аэродинамики представляет удлиненное плохообтекаемое тело с фиксированными на острых кромках конструкций зонами отрывного вихревого обтекания. Эти особенности приводят к автомодельности по числу Рейнольдса аэродинамических характеристик и позволяют для определения параметров течения над полетными палубами и в вихревом следе за надводной частью корабля использовать испытания в аэродинамических трубах на маломасштабных (по сравнению с реальными размерами) моделях. Тем самым определяются внешние условия при взлете и посадке палубных летательных аппаратов. В российской практике этот подход был подтвержден при сопоставлении систематических измерений в ходе экспериментов на натурном корабле и в трубных экспериментах на моделях. Расхождения в среднем составляют 5 % - 6 %.
Целью работы является получение данных о характеристиках вихревого следа за авианесущим кораблем. Рассмотрен одиночный вихрь в отсутствии атмосферной турбулентности. Течение исследуется посредством решения краевой задачи для пространственных уравнений Навье-Стокса, осредненных по Рейнольдсу (3Б ЯЛКБ). При разработке математической модели явления авторы опирались на опыт исследования спутной турбулентности за самолетом [1].
Постановка задачи
Максимальные размеры корабля: длина 285 м, ширина 55 м и высота 50 м. При моделировании обтекания использовалась гексаэдральная расчетная сетка, состоящая из 32 млн. узлов. Размеры расчетной области: X = 1000 м, У = 200 м, Ъ = 200 м.
Создана упрощенная математическая модель объекта (рис. 1). Моделировались только те части корабля, которые находятся выше ватерлинии. Математическая модель поверхности была реализована в масштабе 1:1.
Граничные условия ставились следующим образом: на поверхности корабля и на подстилающей поверхности задавались условия прилипания; на входе в расчетную область задавались компоненты скорости; на выходе из расчетной области задавалось среднее давление. На боковых границах ставилось условие симметрии (рис. 2).
Для определения параметров ближнего следа решается краевая задача для 3Б ЯЛКБ, в качестве модели замыкания использована модель турбулентности к-ю ББТ с функцией стенки [2]. Решение проводилось с использования компьютерного кода ЛКБУБ СБХ 11 (университетская
версия). Для дискретизации по пространству использована схема второго порядка точности. Установление по времени осуществлялось с использованием неявной схемы второго порядка. Расчеты выполнены на компьютерном кластере факультета аэромеханики и летательной техники МФТИ производительностью 844 гигафлопс.
Рис. 1. Упрощенная математическая модель поверхности авианесущего крейсера
Результаты математического моделирования
Расчет выполнен для воздуха при температуре 20°С и следующих параметрах набегающего потока: скорость 50 м/с, углы скольжения в (в горизонтальной плоскости относительно продольной оси крейсера) в диапазоне -25° ■ +25° (рис. 2).
В ходе предварительных численных экспериментов доказана достаточность использованной расчетной сетки и размеров расчетной области для адекватного разрешения сходящих вихрей и их эволюции. Получены результаты, позволяющие визуализировать течение вблизи корабля и за ним, определить места схода вихрей при разных углах набегающего потока к продольной оси корабля.
Voo ß>0
Рис. 2. Система координат и постановка задачи
При в = 0° носовой вихрь в районе кормового среза проходит вдали от посадочного коридора, и в этом случае определяющую роль в формировании поля скоростей играет нисходящий поток с его значительным до 30 % - 40 % замедлением в следе за надстройкой и относительно небольшой, до 0,1 м/с, вертикальной скоростью (рис. 3).
При в > 0° структура потока в зоне посадочного коридора качественно изменяется. Доминирующая роль в формировании поля скоростей в следе переходит к крупномасштабному вих-
рю, возникающему при обтекании надстройки. Его масштаб соизмерим с размерами надстройки, а интенсивность такова, что он поглощает носовой и боковой вихри.
Рис. 3. Линии тока при в = 0
В диапазоне углов в от -12° до 0° структура и параметры воздушного потока над угловой палубой в значительной степени определяются величиной этого угла. Проходящая над палубой крупномасштабная вихревая система во многом формирует диапазоны изменения значений компонентов скорости и характер их зависимости вдоль осей координат. Поле скоростей с наименьшим уровнем возмущений над угловой палубой имеет место при в = -6,35°, т.е. когда направление ветра совпадает с осью палубы (рис. 4, 5).
Рис. 4. Линии тока при в = 6,35°
Рис. 5. Линии тока при в = 12,7°
Результаты трубного эксперимента
Для верификации данных расчетов были использованы данные трубного эксперимента. Методика проведения модельных испытаний по определению характеристик обтекания надводной части корабля предусматривает измерение составляющих скорости воздушного потока перед и над полетными палубами и в следе при различных углах кажущегося ветра. С этой целью были изготовлены модели надводной части в масштабах 1:100 и 1:200. При проведении ис-
пытаний модели устанавливаются на специальном круглом экране диаметром 2,8 м, имитирующим водную поверхность, в рабочей части аэродинамической трубы. Измерения выполнялись в скоростной системе координат и затем пересчитывались на связанную с кораблем 0Х1,У1,21, ось 0X1 которой совпадает с продольной осью корабля. Перед и над угловой палубой использовалась система 0Х2,У2,22 (рис. 2). В следе за кораблем использовалась система 0Х3,У3,23, представленная на рис. 6, 7.
У3, м
15 |—
Х3=0м
Ь= 0.°
ч
\ *
/ /
/ /
А
г
/ /
* I
4......1......7......./.........*.............V
х / I I г
-15
-10
10
23, м
15
Рис. 6. Поле скоростей в районе кормового среза при в = 0°
У3, м
15
Х3=0м ь= 6.35°
-15
-10
-5
10
23, м
15
Рис. 7. Поле скоростей в районе кормового среза при в = 6,35°
На моделях не воспроизводились маломасштабные элементы корабельных устройств, вооружения, антенн и др., не оказывающие заметного влияния на процессы обтекания корабля в целом. Для целенаправленного формирования течения над передними частями полетных палуб
5
0
5
-5
0
5
0
5
вдоль их передних и боковых кромок были установлены обтекатели эллиптического профиля со специально подобранными размерами.
Испытания проводились в аэродинамической трубе Т-5 ЦАГИ с диаметром 2,2 м, ядром потока 2 м и турбулентностью 0,3 %, на модели авианесущего крейсера в масштабе 1:200. Для проведения измерений был использован пятиточечный пневмометрический насадок.
На рис. 6, 7 показаны измеренные поля скоростей в сечении среза кормы при углах скольжения в = 0° и 6,35°. На рис. 8 приведено поле скоростей в сечении, эквивалентном натурному значению х = 102 м, при угле скольжения в = 6,35°. Приведены также положения обеих осей взлета в данном сечении.
У1, м
15 —
Ось взлета №1
Ось взлета №2
Ь=-6.35°
Х1=102м
/ 10 _/ / / /
/ / / / / /
/ / / / / /
/ / / /
21, м
Рис. 8. Поле скоростей в сечении х = 102 м при в = 6,35е
Анализ результатов измерений за кормовой оконечностью свидетельствует о том, что поле скоростей здесь определяется нисходящим воздушным потоком с палубы корабля за корму, формированием значительной по размерам застойной рециркуляционной зоны и рядом вихревых систем - носового вихря левого борта, вихревой пелены, сходящей с кромки левого борта угловой палубы и вихреобразования при отрывном обтекании "острова". Масштаб и интенсивность этих вихрей и, в особенности, их траектории зависят от расстояния от кормового среза и от угла кажущегося ветра в. В зависимости от величины и знака в вихри взаимодействуют друг с другом и более интенсивные поглощают более слабые. В результате в зависимости от режима ветрового потока поле скоростей внутри посадочного коридора меняется кардинально.
Обсуждение результатов
Результаты расчетов удовлетворительно согласуются с результатами трубного эксперимента. С другой стороны, расчет позволяет получить более детальные картины течения (рис. 9) и построить поля различных параметров, например, завихренности (рис. 10).
В частности, на рис. 10 видно образование вихрей с боковых кромок палубы и сходящих с острых кромок надстройки.
Данные о вихревой обстановке в окрестности авианесущего крейсера, полученные при помощи численного моделирования и верифицированные на основании экспериментальных данных, могут дать четкое представление о силах и моментах, которые будут воздействовать на летательный аппарат при заходе на посадку на его палубу, позволят качественно моделировать данный режим на авиационных стендах и тренажерах.
5
0
Рис. 9. Линии тока при в = 0°
Рис. 10. Поле завихренности при в = 0°
В перспективе планируется применять их при создании пилотажных стендов и тренажеров, предназначенных для обучения летчиков.
Выводы
Исходя из результатов, полученных экспериментально и при помощи численного моделирования, можно сделать следующие выводы.
Вихрь правого борта практически не принимает участия в формировании структуры потока над интересующими зонами, т.к. проходит в стороне от осей взлета и прекращает свое сущест-
вование в районе надстройки. Вихрю левого борта в этом процессе принадлежит существенная роль. Следует также обратить внимание и на то, что посадочные операции летательных аппаратов, как правило, выполняются при отрицательных углах ветра в, когда усиливаются масштаб и интенсивность вихреобразования на левом борту и его подпитка вихрем, образующимся в месте стыка угловой палубы.
Авторы выражают благодарность генеральному директору ОАО Невское Проектно-конструкторское бюро (НПКБ) Виглину Александру Оскаровичу за разрешение использовать результаты трубных экспериментов, полученных в ЦАГИ на модели авианесущего крейсера, для верификации численных результатов.
ЛИТЕРАТУРА
1. Вышинский В.В., Судаков Г.Г. Вихревой след самолета в турбулентной атмосфере (физические и математические модели). - М.: ЦАГИ, 2005.
2. Вышинский В.В., Судаков Г.Г. Применение численных методов в задачах аэродинамического проектирования. - М.: ЦАГИ, 2007.
INVESTIGATION OF THE VORTEX WAKE BEHIND AIRCRAFT-CARRIER
Vyshinsky V.V., Kornyakov A.A., Soudakov G.G.
Results of the computational investigations of the trailing wake behind the aircraft-carrier are represented in the paper. Simulations are made in the framework of the boundary-value problem for 3-D unsteady Reynolds averaged Navier-Stokes equations. Results of mathematical simulation are compared with wind tunnel test data.
Key words: vortex wake, aircraft-carrier, mathematical simulation, tunnel test.
Сведения об авторах
Вышинский Виктор Викторович, 1951 г.р., окончил МФТИ (1974), доктор технических наук, профессор, декан факультета аэромеханики и летательной техники МФТИ, главный научный сотрудник ЦАГИ, автор более 165 научных работ, область научных интересов - численные методы аэрогидромеханики, турбулентность, струйно-вихревой след.
Корняков Антон Андреевич, 1984 г.р., окончил МАИ (2007), аспирант ЦАГИ, инженер ЦАГИ, автор 4 научных работ, область научных интересов - математические модели аэродинамики летательных аппаратов в возмущенном потоке.
Судаков Георгий Григорьевич, 1947 г.р., окончил МФТИ (1971), доктор технических наук, доцент, начальник отдела ЦАГИ, автор более 70 научных работ, область научных интересов - вычислительная аэрогидромеханика, аэродинамика самолета, струйно-вихревой след.
