CC BY
204
Том ХЬV
УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ ЦАГИ
2014
№ 4
УДК 629.7
ИССЛЕДОВАНИЕ ВЛИЯНИЯ ОБЛЕДЕНЕНИЯ НА АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ САМОЛЕТА
НА РЕЖИМЕ ПОСАДКИ
В. В. БОГАТЫРЕВ
Выбрана методика проведения расчетных исследований влияния обледенения на обтекание крыла с отклоненной взлетно-посадочной механизацией. Использован оригинальный алгоритм построения экструзивных расчетных сеток около крыла самолета с обледенением и без него. Проведена оценка изменения аэродинамических характеристик компоновки крыло — фюзеляж при различных вариантах форм льда на предкрылке вследствие отсутствия или отказа противообледенительной системы. Проведены сравнения результатов расчета с экспериментальными данными при испытаниях модели самолета с имитаторами льда в аэродинамической трубе.
Ключевые слова: крыло, предкрылок, закрылок, обледенение, имитаторы льда, экструзивные расчетные сетки.
Исследование влияния обледенения на аэродинамические характеристики самолета необходимо, в первую очередь, для обеспечения безопасности полета. Особенно важно знать ухудшение аэродинамических характеристик самолета при обледенении на режимах взлета и посадки. В частности, в условиях практической эксплуатации самолета наибольший по размеру лед может нарастать на передних кромках несущих поверхностей самолета на режиме ожидания, в том числе в результате отказа противообледенительной системы (ПОС). Поэтому посадка самолета может происходить при наличии значительного по размеру льда, влияние которого на аэродинамические характеристики исследуется в настоящей работе на примере современного пассажирского самолета.
Вследствие важности проблем, связанных с обледенением, было проведено значительное количество исследований по данной теме, например, за последние годы [1 — 19]. Наиболее надежными методами определения влияния обледенения на аэродинамические характеристики продолжают считаться экспериментальные методы. Однако развитие вычислительной техники способствует все большему ее использованию для оценки влияния обледенения, особенно на этапах предварительного проектирования летательных аппаратов. В частности, расчетные методы успешно применялись для исследования характеристик профилей несущих поверхностей с обледенением [2, 3, 10, 13, 14, 16]. Проводились также расчеты для крыльев в крейсерской конфигурации с обледенением, например [2]. Однако значительно меньше исследовано расчетными методами обтекание крыльев с отклоненной взлетно-посадочной механизацией при наличии обледенения.
В настоящей работе приведен пример исследования на основе выбранной методики влияния нескольких вариантов обледенения крыла на его аэродинамические характеристики при отклонении взлетно-посадочной механизации. Методика основана на некотором упрощении геометрии крыла и применении экструзивных сеток [20] для построения объемных расчетных сеток при сложной поперечной геометрии крыла, в том числе с обледеневшей передней кромкой.
БОГАТЫРЕВ Владимир Валерьевич
кандидат технических наук, ведущий научный сотрудник
1. ВЫБОР МЕТОДИКИ РАСЧЕТА
Целью расчетных исследований была оценка влияния обледенения передней кромки крыла на его аэродинамические характеристики на режиме посадки на этапе предварительного проектирования. Поэтому предполагалось использование по возможности упрощенных геометрических данных. В частности, на крыле отсутствовали мотогондола с пилоном и обтекатели механизма выдвижения закрылка. Такая упрощенная геометрия позволила для значительной части расчетной области использовать построитель экструзивных расчетных сеток, подробно описанный в [20]. Экструзивные сетки строятся экструзией заданной поперечной сетки вдоль направляющих сеток, что позволяет использовать вытянутые призматические ячейки и уменьшить общий размер расчетной сетки.
При обледенении крыла, с точки зрения обеспечения безопасности полета, особенно важно знать падение максимальной подъемной силы. Поэтому, предварительно, для выбора наиболее адекватного по величине максимальной подъемной силы варианта упрощенной геометрии были проведены расчеты для изолированного крыла в посадочной конфигурации с исходным раздельным предкрылком (вариант 1), со сплошным предкрылком (вариант 2), а также для компоновки крыла со сплошным предкрылком и фюзеляжа (вариант 3). Исходный раздельный предкрылок состоял из внутренней секции и отделенных от нее пилоном мотогондолы внешних секций. Так как внешние секции предкрылка состыкованы, при расчетах они рассматривались как единое целое. Для вариантов 2 и 3 геометрии между внутренней и внешними секциями предкрылка добавлялась вставка, в результате чего все секции предкрылка и вставка являлись в расчете единым целым. При этом соответственно модифицировалось и само крыло, путем удаления части его передней кромки между внутренней и внешними секциями предкрылка для создания непрерывной щели между сплошным предкрылком и крылом. Во всех вариантах геометрии закрылок состоял из двух секций — внутренней и внешней.
Для построения расчетных сеток использовались средства пакета АК8У8, а также построитель экструзивных расчетных сеток, описанный в [20]. В результате получались гибридные сетки для расчетной области в виде полусферы радиусом 20 размахов крыла. Базовые параметры сетки пограничного слоя: толщина первого слоя — 5 мкм, отношение толщин последующего слоя к предыдущему — 1.49, общее число слоев — 15. Части сетки на поверхности пограничного слоя и внешней полусфере использовались как направляющие для построения экструзивных сеток, что подробно описано в [20]. Суть построения экструзивных сеток заключается в протягивании поперечной неструктурированной сетки, для рассматриваемой задачи, состоявшей из треугольных ячеек, вдоль направляющей структурированной сетки с четырехугольными ячейками. Неструктурированность поперечной сетки облегчила ее построение для сложного поперечного сечения крыла с отклоненной взлетно-посадочной механизацией и добавлением форм льда к предкрылку. Расчетная область вне пограничного слоя и экструзивных сеток заполнялась тетраэдрами. Пример сечения расчетной сетки для компоновки крыло — фюзеляж показан на рис. 1.
0__1И_ 5» ■
Рис. 1. Сечение расчетной сетки вдоль размаха крыла
Для проведения расчетов использовалась м =0.2, Rc = 1б106
программа ANSYS CFX. Решались осреднен-ные по Рейнольдсу уравнения Навье — Стокса. Уравнение состояния воздуха задавалось согласно модели совершенного газа. Вязкость определялась по формуле Сазерленда. Использовалась модель турбулентности £-ю. Степень турбулентности набегающего потока — 1%.
Результаты расчета подъемной силы при числе Маха набегающего потока M«, = 0.2 и числе Рейнольдса Re = 16 • 106 для изолированного крыла с раздельными и соединенными секциями предкрылка и для компоновки крыло — фюзеляж с соединенными секциями предкрылка показаны на рис. 2. Здесь же визуализированы особенности обтекания при близких к критическим углах атаки, а именно показаны области закрученного и заторможенного потока вблизи крыла с помощью изоповерхностей (rotV)x = 300 1/c и Vx = 0, где V — вектор местной скорости потока. Как видно, при небольших углах атаки зависимости коэффициента
подъемной силы от угла атаки с (а), рассчи- --,-
" 0 10 а, )рад
танные для изолированного крыла с раздель-
_ „ Рис. 2. Результаты расчета подъемной силы для изолиро-
ным и сплошным пред^лк^ близки. Однако ванного крыла с раздельными (-V-) и соединенными (-Д-) критический угол атаки для крыла с раздель- секциями предкрылка и для компоновки крыло — фюзеляж ным предкрылком достигается значительно с соединенными секциями предкрылка (-О-)
раньше, что, по-видимому, вызвано существенным возмущением потока, обтекающего участок передней кромки крыла в промежутке между внутренней и внешними секциями предкрылка и соответствующие торцы секций предкрылка. Такое возмущение потока в этой области обусловлено в значительной степени отсутствием пилона и мотогондолы, которые могли бы препятствовать интенсивному сходу вихрей с торцов внутренней и внешней секций предкрылка в промежутке между ними.
Визуализация особенностей обтекания изолированного крыла со сплошным предкрылком при близком к критическому угле атаки свидетельствует об интенсивном сходе вихря с внутреннего торца предкрылка, приводящем к значительному возмущению потока. Поэтому были проведены также расчеты компоновки крыла со сплошным предкрылком с фюзеляжем. Как оказалось, наличие фюзеляжа благоприятно сказывается на обтекании бортовой части крыла и позволяет достичь в расчете больших значений подъемной силы (рис. 2).
В результате, с учетом значительного влияния на максимальную подъемную силу характера обтекания торцов предкрылка, для расчета влияния обледенения была выбрана компоновка крыло — фюзеляж, в которой для упрощения рассматривался сплошной предкрылок.
2. ИССЛЕДОВАНИЕ ВЛИЯНИЯ ОБЛЕДЕНЕНИЯ НА РЕЖИМЕ ПОСАДКИ
Как правило, крылья современных пассажирских самолетов оборудованы противообледе-нительными системами (ПОС). Однако при выполнении требований безопасности полета самолеты могут быть сертифицированы для полетов в условиях обледенения без ПОС на отдельных секциях предкрылка и даже на всех из них, как самолет Ту-204. Это способствует повышению экономичности и упрощению конструкции и эксплуатации самолета.
Традиционно при исследовании влияния обледенения рассматривается несколько вариантов, а формы льда определяются в нормированных условиях. В представленных исследованиях использовались формы льда, определенные на режиме «Ожидание» в нормированных условиях
Рис. 3. Форма имитаторов льда на режиме ожидания: а — отсутствие ПОС; б — отказ ПОС
Mj= 0.2, Rc= 16- 10*
Без имитаторов льда С льда
при отсутствии IЛ К на предкрылке
Рис. 4. Контуры числа М в сечениях крыла при а = 4°: а — г = 0.222; б — г = 0.556; в — г = 0.889
Без имитаторов льда С """втором льда
при отсутствии ПиС па предкрылке
Рис. 5. То же, что на рис. 4, при а = 15°
обледенения при отсутствии и при отказе ПОС (рис. 3). Формы льда определены для всех секций предкрылка — внутренней (секция 1) и внешних (секции 2 — 5). Однако в зависимости от рассмотренных вариантов обледенения образование льда могло имитироваться на отдельных секциях предкрылка и в различных комбинациях. Таким образом, при расчете обтекания на режиме посадки форма отдельных секций предкрылка могла модифицироваться с учетом добавления имитаторов льда.
О характере изменения обтекания различных сечений крыла при наличии имитатора льда, соответствующего отсутствию ПОС на предкрылке, можно судить по рис. 4 и 5, где показаны контуры числа М при углах атаки а = 4 и 15°. Условия обтекания соответствуют Mo0 = 0.2 и Re = 16 • 106. Рассмотрены три сечения: I = 0.222, 0.556 и 0.889 в долях размаха консоли крыла. Сечение I = 0.222 проходит через первые (внутренние) секции предкрылка и закрылка, I = 0.556 пересекает секцию 3 предкрылка и секцию 2 закрылка, а I = 0.889 — секцию 5 предкрылка.
Размеры имитатора льда в сечении I = 0.222 относительно невелики по сравнению с предкрылком, на котором он расположен. Кроме того, в результате отклонения предкрылка имитатор смещается вниз. Поэтому наличие имитатора льда сказывается на обтекании в этом сечении только локально — вблизи самого имитатора. При этом при угле атаки а = 4° более заметен небольшой отрыв с нижней кромки имитатора (рис. 4, а), а при угле атаки а = 15° увеличивается отрыв с верхней кромки имитатора (рис. 5, а).
В сечении I = 0.556 размеры профиля крыла уменьшаются, а относительная высота имитатора льда растет. Однако при а = 4° отрывная зона позади имитатора над предкрылком прижата к его поверхности и мало изменяет обтекание верхней поверхности сечения крыла. Отрывная зона, начинающаяся с нижней кромки имитатора, более выражена, но находится перед областью торможения потока и, замыкаясь на нижней поверхности предкрылка, мало изменяет поток ниже по течению (рис. 4, б). Увеличение угла атаки до а = 15° приводит к образованию зоны отсоединенного отрыва над закрылком, размеры которой в сечении I = 0.556 велики и в отсутствие имитатора льда. Наличие же имитатора льда способствует образованию заметной отрывной зоны и над предкрылком, которая влияет на обтекание верхней поверхности крыла и приводит к значительному росту толщины зоны отсоединенного отрыва над закрылком (рис. 5, б).
В сечении I = 0.889 относительная высота имитатора льда еще больше увеличивается, при этом его положение таково, что при а = 4° предкрылок практически полностью находится внутри отрывной зоны (рис. 4, в), а при а = 15° отрывная зона, начинающаяся с верхней кромки имитатора льда, провоцирует отрыв над всей поверхностью крыла ниже по потоку (рис. 5, в).
Эпюры распределения коэффициента давления для рассмотренных сечений при наличии и отсутствии имитатора льда сравниваются на рис. 6 при а = 4° и рис. 7 при а = 15°. В сечении
М_=0.2, Ле = 16 ■ 10"
Рис. 6. Распределение коэффициента давления по сечениям крыла при а = 4°,----без
имитаторов льда,--с имитатором льда при отсутствии ПОС на предкрылке:
а — I = 0.222; б — I = 0.556; в — I = 0.889
Рис. 7. То же, что на рис. 6, при а=15°
z = 0.222 эпюры распределения коэффициента давления из-за наличия имитатора льда изменяются незначительно. При а = 4° эти изменения касаются по существу только нижних поверхностей предкрылка и передней части крыла (рис. 6, а). При а = 15° изменения распространяются и на верхние поверхности (рис. 7, а).
В сечении z = 0.556 при а = 4° эпюра распределения коэффициента давления вне поверхности предкрылка меняется из-за наличия имитатора льда незначительно (рис. 6, б), однако при увеличении угла атаки до а = 15° разрежение над верхней поверхностью крыла значительно уменьшается при наличии имитатора льда по сравнению со случаем, когда он отсутствует (рис. 7, б). Пик разрежения на закрылке также падает, а эпюра распределения коэффициента давления в его задней части свидетельствует о росте толщины отрывной зоны над ним.
Для сечения z = 0.889 при а = 4° характерно наибольшее влияние имитатора льда на распределение давления не только по предкрылку, но и по крылу позади него (рис. 6, в). При а = 15° пики разрежения на предкрылке и крыле срезаются наибольшим образом по сравнению с другими сечениями крыла, а распределение давления по верхней поверхности крыла свидетельствует об образовании над ним обширной отрывной зоны (рис. 7, в).
Кроме варианта льда, соответствующего отсутствию ПОС на всех секциях предкрылка, был исследован также ряд вариантов, соответствующих отсутствию ПОС на отдельных секциях предкрылка, и вариант с отказом ПОС. Эти варианты имитаторов льда в различной степени ухудшают обтекание крыла, о чем можно судить по рис. 8, где визуализированы особенности обтекания крыла с рассмотренными вариантами имитаторов льда при угле атаки а = 15°. Здесь визуализированы изоповерхности (rot V) x = 300 1/c и Vx = 0, где V — вектор местной скорости потока.
Как видно, при а = 15° для крыла без имитаторов льда (рис. 8, а) течение закручивается сначала вблизи торцов предкрылка. Вносимые возмущения сносятся вниз по потоку от внутреннего торца предкрылка и приводят к образованию еще одного вихря за закрылком, недалеко от вихря, сходящего с внутреннего торца секции 1 закрылка. В отличие от секции 2 закрылка, секция 1 расположена практически перпендикулярно продольной оси самолета. В результате, вблизи перехода от секции 1 к секции 2 над закрылком поток закручивается и, судя по изоповерхно-сти Vx = 0, заметно затормаживается. Концевой вихрь у конца крыла при выбранном способе ви-
Рис. 8. Обтекание крыла с различными вариантами имитаторов льда, а = 15°: а — без имитаторов; б — отсутствие ПОС на предкрылке; в — отсутствие ПОС на секции 1 предкрылка; г — отсутствие ПОС на секциях 1 и 2 предкрылка; д — отсутствие ПОС на секции 1 предкрылка, отказ ПОС на секциях 2 - 5 предкрылка
зуализации выражен нечетко. Кроме того, поток завихряется и сходя с внешнего торца секции 2 закрылка. При этом характерные значения продольной компоненты завихренности (rot V) x < 0 и не визуализированы. Также не заметно и существенного торможения потока в этой области, которое могло бы отразиться в появлении дополнительных изоповерхностей Vx = 0.
Для крыла с имитаторами льда, соответствующими отсутствию ПОС на предкрылке, результаты визуализации особенностей обтекания показаны на рис. 8, б. В частности, для имитатора льда на секции 1 предкрылка из дополнительных возмущений, вносимых в поток, наиболее заметны приводящие к расширению области завихрения вниз по потоку от внешнего торца рассматриваемой секции предкрылка. В результате это приводит и к дополнительному торможению потока над секцией 1 закрылка, заметному при визуализации изоповерхностей Vx = 0. Имитатор льда на остальных секциях предкрылка не только тормозит поток непосредственно за собой, но и ухудшает обтекание самого крыла, особенно последней трети его размаха. При этом вблизи внешнего торца секции 2 закрылка наблюдается протяженная зона заторможенного потока.
В случае расположения имитатора, соответствующего отсутствию ПОС, только на секции 1 предкрылка (рис. 8, в) его влияние фактически сказывается на обтекании части размаха крыла за имитатором аналогично тому, как это происходило для этой части крыла в случае отсутствия ПОС на всем предкрылке (рис. 8, б). Однако обтекание оставшейся части размаха крыла похоже на обтекание в случае отсутствия имитаторов льда (рис. 8, а).
При расположении имитаторов льда, соответствующих отсутствию ПОС, на секциях 1 и 2 предкрылка (рис. 8, г) влияние имитатора льда на секции 1 аналогично предыдущему случаю и сказывается в основном на части размаха крыла, расположенной позади имитатора. Однако влияние имитатора льда на секции 2 предкрылка, как оказалось, распространяется дальше по размаху крыла и приводит в результате к образованию значительной области заторможенного потока за закрылком. Причем эта область по размаху крыла заметно продлевается в сторону его концевых сечений от места расположения имитатора льда.
Был также исследован вариант обледенения при отсутствии ПОС на секции 1 предкрылка и отказе ПОС на остальных секциях предкрылка. Таким образом, на секции 1 предкрылка располагался соответствующий имитатор льда, показанный на рис. 3, а, на секциях 2 — 5 — на рис. 3, б. Как оказалось, даже меньший по высоте имитатор льда при отказе ПОС на внешних секциях предкрылка (рис. 8, д) вызывает последствия, во многом аналогичные большему по размеру имитатору при отсутствии ПОС (рис. 8, б). При этом также наблюдается образование области заторможенного потока вблизи внешнего торца секции 2 закрылка.
Влияние рассмотренных вариантов имитаторов льда на рассчитанную подъемную силу компоновки крыло — фюзеляж при различных числах М« и Re показано на рис. 9. Здесь же представлены экспериментальные данные, полученные при испытании модели самолета с имитаторами льда в аэродинамической трубе Т-128 ЦАГИ (Андреев Г. Т. и др.).
Расчеты при натурных условиях были проведены при небольшой посадочной скорости, чему соответствуют числа M« = 0.2 и Re = 16 • 106, а также при максимальной посадочной скорости при M« = 0.31 и Re = 25 • 10 . Для обоих режимов имитатор льда, соответствующий отсутствию
-О--без имитаторов льда; --с имитаторами льда при отсутствии ПОС на секциях 1/1—2/1—5
предкрылка; -□--с имитаторами льда при отсутствии ПОС на секции 1 и отказе ПОС на секциях 2 — 5
предкрылка. Эксперимент для полной компоновки (в): # — без имитаторов льда; +/Х — с имитаторами льда при отсутствии ПОС на секциях 1-2/1-5 предкрылка и на горизонтальном оперении
ПОС только на секции 1 предкрылка, мало влияет на подъемную силу компоновки, в том числе максимальную, при положительных углах атаки (рис. 9, а, б). Однако при отрицательных углах атаки влияние этого имитатора усиливается. Для остальных вариантов имитаторов льда потери максимальной подъемной силы составили около 6, 11.2 и 9.7% при М« = 0.2 и Яе = 16 • 106 и 4.5, 9.1 и 7.6% при М« = 0.31 и Яе = 25 • 10 для случаев отсутствия ПОС на секциях 1 и 2 предкрылка, на всех пяти секциях предкрылка, и отсутствия ПОС на секции 1 предкрылка и отказе ПОС на всех остальных секциях, соответственно. Надо заметить, что на режиме с максимальной посадочной скоростью в расчете получены несколько меньшие по сравнению с режимом посадки при М« = 0.2 значения максимальной подъемной силы компоновки крыло — фюзеляж без имитаторов льда. Это обусловлено образованием на близких к критическим углах атаки местных сверхзвуковых зон вблизи передних кромок предкрылка и крыла. Однако в областях расположения имитаторов льда этого не происходит, а максимальные подъемные силы для двух режимов посадки близки. В результате, относительные потери максимальной подъемной силы из-за имитаторов льда на режиме с максимальной посадочной скоростью получаются несколько меньшими.
Для сопоставления с экспериментальными данными были также проведены расчеты при числах М« = 0.2 и Яе = 3 • 106, которые соответствуют условиям испытаний модели самолета в аэродинамической трубе. Результаты расчета в сравнении с экспериментальными данными показаны на рис. 9, в. Исследовалось влияние имитаторов льда, соответствующих отсутствию ПОС на секциях 1 и 2 предкрылка и на всем предкрылке. Надо заметить, что эксперимент проводился для модели самолета с пилоном, мотогондолой и хвостовым оперением. С учетом отличия упрощенной компоновки крыло — фюзеляж, использовавшейся в расчете, и экспериментальной модели самолета соответствие расчета и эксперимента, в частности максимальной подъемной силы, получилось неплохим. При этом на модели самолета имитаторы льда размещались также на горизонтальном оперении, на котором предполагалось отсутствие ПОС. Однако, как показывает практика, наличие имитаторов льда на горизонтальном оперении обычно слабо сказывается на максимальной подъемной силе модели самолета вследствие скоса потока за отклоненным закрылком. Численно потери максимальной подъемной силы составили приблизительно 5 и 9% из-за имитаторов льда на первых двух секциях предкрылка и на всем предкрылке в расчете, 7.2 и 10.4% из-за соответствующих имитаторов в эксперименте, однако при этом имитаторы льда располагались также и на горизонтальном оперении.
Рис. 10. Расчет поляр компоновки крыло — фюзеляж (а — в) и эксперимент для полной компоновки (в), обозначения как на рис. 9
Обледенение крыла вызывает не только ухудшение его несущих свойств, но также увеличивает его сопротивление. Результаты расчета поляр су^ (сХа), а также сравнение с экспериментальными данными представлены на рис. 10 для тех же случаев, что и на рис. 9 для су (а) .
При расчете в натурных условиях поляры как без имитаторов, так и с имитаторами льда проходят очень близко, если сравнивать кривые для двух значений посадочной скорости, соответствующих М0 = 0.2, Re = 16 • 106 (рис. 10, б) и М0 = 0.31, Re = 25 • 106 (рис. 10, а), за исключением участков, где подъемная сила близка к максимальным значениям. Оценка прироста сопротивления из-за имитаторов льда при характерном значении су^ = 1.5 показала величины приблизительно 3, 8.6 и 5% при М0 = 0.2, Re = 16 • 106 и 3.1, 8.7 и 5.7% при М0 = 0.31, Re = 25 • 106 для случаев отсутствия ПОС на секциях 1 и 2 предкрылка, на всех пяти секциях предкрылка и отсутствия ПОС на секции 1 предкрылка и отказа ПОС на всех остальных секциях соответственно.
Согласно расчетам, при М0 = 0.2 и Re = 3 • 10 (рис. 10, в) и характерном значении суа = 1.5
прирост сопротивления из-за имитаторов льда на секциях 1 и 2 предкрылка невелик и составляет около 0.2%, а при размещении имитаторов льда на всех секциях предкрылка прирост сопротивления выше — около 6.2%. При испытаниях модели самолета прирост сопротивления из-за размещения имитаторов льда при отсутствии ПОС как на секциях 1 и 2 предкрылка, так и на горизонтальном оперении составил около 6%, а добавление имитаторов льда на оставшиеся секции предкрылка увеличило прирост сопротивления еще приблизительно на 6.8%, т. е. до 12.8%. Таким образом, в расчете и эксперименте получено сопоставимое увеличение сопротивления при размещении имитаторов льда на всех секциях предкрылка по сравнению с размещением имитаторов только на секциях 1 и 2. Однако размещение имитаторов льда в эксперименте и на горизонтальном оперении не позволяет непосредственно сопоставить рассчитанный и экспериментальный прирост сопротивления относительно конфигураций без имитаторов льда.
На основании проделанной работы можно заключить, что при упрощенном моделировании обтекания компоновки крыло — фюзеляж для предотвращения преждевременного отрыва из-за отсутствия пилона с мотогондолой в расчете может использоваться сплошной предкрылок с соединенными секциями и соответствующей модификацией крыла вблизи места расположения отсутствующего пилона с мотогондолой. Это обусловлено тем, что при обтекании крыла с отклоненной взлетно-посадочной механизацией при больших углах атаки на характер обтекания существенное влияние оказывает сход вихрей с торцов секций отклоненного предкрылка в зависимости от близости расположения пилона с мотогондолой и фюзеляжа.
Упрощение используемой в расчете геометрии позволило при создании расчетных сеток применить построитель экструзивных сеток, что ускорило процесс создания сеток около крыла с несколькими вариантами имитаторов льда. Использование экструзивных сеток уменьшило
также вычислительные затраты, так как при большем внимании к адекватному представлению сложной геометрии и особенностей обтекания в поперечном направлении густота сетки в продольном направлении была меньше за счет использования продольно вытянутых ячеек.
Расчетные и экспериментальные исследования, при удовлетворительном согласовании между ними, показали сравнительно небольшое влияние рассмотренных имитаторов льда на подъемную силу и сопротивление на режиме посадки. Расчетные исследования позволили подробно изучить обтекание крыла и сделать вывод, что относительно небольшое влияние имитаторов льда на аэродинамические характеристики обусловлено смещением вниз имитаторов льда при больших углах отклонения предкрылка.
Таким образом, предложенная методика, сочетающая упрощение геометрии крыла с отклоненной взлетно-посадочной механизацией и применение экструзивных сеток, может использоваться для оценки влияния обледенения на аэродинамические характеристики самолетов, в том числе на предварительных этапах их проектирования.
ЛИТЕРАТУРА
1. Addy H. E. Jr. Ice accretions and icing effects for modern airfoils//NASA/ TP-2000-210031, 2000, 285 p.
2. Chung J., Reehorst A., Choo Y., Potapczuk M., Slater J. Navier — Stokes analysis of flowfield characteristics of an ice-contaminated aircraft wing // J. Aircraft. November — December 2000. V. 37, N. 6, p. 947 — 959.
3. Bragg M. B., Loth E. Effects of large-droplet ice accretion on airfoil and wing aerodynamics and control//D0T/FAA/AR-00/14, 2000, 176 p.
4. Holl M., P a t e k Z., Smr с ek L. Wind tunnel testing of performance degradation of ice contaminated airfoils // ICAS 2000 Congress, 7 p.
5. Lyncha F. T., Khodadoust A. Effects of ice accretions on aircraft aerodynam-ics//Progress in Aerospace Sciences 37, 2001, p. 669 — 767.
6. A d d y H. E., Jr., B r o e r e n A. P., Z o e c k l e r J. G., Lee S. A wind tunnel study of icing effects on a business jet airfoil//AIAA Paper 2003-727, 19 p.
7. B r o e r e n A. P., Bragg M. B. Effect of airfoil geometry on performance with simulated intercycle ice accretions//AIAA Paper 2003-728, 16 p.
8. Papadakis M., Yeong H.-W., Wong S.-C., Vargas M., Potapczuk M. Aerodynamic performance of a swept wing with ice accretions // AIAA Paper 2003-731, 48 p.
9. Broeren A. P., Lee S., LaMarre C. M., Bragg M. B. Effect of airfoil geometry on performance with simulated ice accretions. V. 1: Experimental investigation//D0T/FAA/AR-03/64, 2003, 108 p.
10. Broeren A. P., Lee S., LaMarre C. M., Bragg M. B. Effect of airfoil geometry on performance with simulated ice accretions. V. 2: Numerical investigation//D0T/FAA/AR-03/65, 2003, 69 p.
11. Vargas M. Current experimental basis for modeling ice accretions on swept wings // AIAA Paper 2005-5188, 28 p.
12. Bragg M. B., Broeren A. P., Blumenthal L. A. Iced-airfoil aerodynamics // Progress in Aerospace Sciences 41, 2005, p. 323 — 362.
13. Bragg M., Broeren A., Addy H., Potapczuk M., Guffond D., Montreuil E. Airfoil ice-accretion aerodynamics simulation//AIAA Paper 2007-85, 22 p.
14. Богатырев В. В. Расчетные исследования влияния имитаторов барьерного обледенения на аэродинамические характеристики профиля крыла на режиме ожидания // ТВФ. 2007. № 2, с. 23 — 30.
15. B u s ch G. T., B r ag g M. B. Experimental study of full-scale iced-airfoil aerodynamic performance using sub-scale simulations//AIAA Paper 2009-4264, 30 p.
16. Богатырев В. В. Расчетные исследования влияния имитаторов барьерного обледенения на аэродинамические характеристики профиля крыла на режиме посадки // ТВФ. 2009. № 1, с. 1 — 9.
17. Андреев Г. Т., Богатырев В. В., Павленко О. В., Мельничук Ю. П. Влияние имитаторов льда на аэродинамические характеристики моделей самолетов с прямым крылом // Полет. 2009. № 8, с. 54—60.
18.Ratvasky T. P., Barnhart B.P.,Lee S. Current methods modeling and simulating icing effects on aircraft performance, stability, control // J. Aircraft. 2010. V. 47, N. 1, p. 201 — 211.
19. Raps D., Jung S., Strobl T. Comparative evaluation of icing on aerodynamic surfaces//28-th International congress of the aeronautical sciences, 2012, 6 p.
20. Богатырев В. В. Алгоритм построения экструзивных объемных расчетных сеток около крыла самолета // Ученые записки ЦАГИ. 2012. Т. XLIII, № 1, с. 71 — 79.
Рукопись поступила 30/V 20l3 г.
