К ВОПРОСУ ОПРЕДЕЛЕНИЯ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК НЕСУЩИХ ПОВЕРХНОСТЕЙ МАЛОРАЗМЕРНЫХ БПЛА Текст научной статьи по специальности «Физика»

УДК 629.7.015.3

Амплитов П.А.

канд. тех. наук «КнААЗ им. Ю.А. Гагарина» г. Комсомольск-на-Амуре, РФ

К ВОПРОСУ ОПРЕДЕЛЕНИЯ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК НЕСУЩИХ ПОВЕРХНОСТЕЙ МАЛОРАЗМЕРНЫХ БПЛА

Аннотация

Считается, что при малых числах Рейнольдса не работают расчётные и эмпирические формулы «большой авиации. В данной статье приводятся результаты виртуальных экспериментов, проведённых автором для проверки возможности использования комплекса вычислительной аэродинамики ANSYS для расчётов обтекания тел при малых числах Рейнольдса.

Ключевые слова

Прямое крыло, беспилотный летательный аппарат, расчёт, число Рейнольдса

Малоразмерные БПЛА (МБПЛА) имеют взлётный вес до нескольких десятков килограмм и фактически являются летающими авиамоделями. И, следовательно, для них характерны низкие числа Рейнольдса (менее 105), ввиду малых размеров и скорости полёта. Наглядное сравнение приведено на рисунке 1 [1].

В настоящее время при проектировании таких летательных аппаратов практически не учитывается влияние аэродинамики на энергетические характеристики (мощность силовой установки, запас энергии и т.п.), поэтому МБПЛА обычно обладают большим избытком, что положительно сказывается на скорости и манёвренности. Но при одновременной эксплуатации большого количества МБПЛА («рой») экономические аспекты встанут более остро.

VI

103 104 105 106 107 Ре = —

V

Рисунок 1 - Характерные значения чисел Рейнольдса для различных летающих объектов

Считается, что при малых числах Рейнольдса не работают расчётные и эмпирические формулы «большой авиации. Следовательно, необходимо проведение экспериментальных исследований, либо натурных, либо виртуальных. При этом у обоих методов есть свои недостатки, так виртуальный эксперимент требует верификации, а натурный эксперимент требует более точного оборудования в виду малых значений измеряемых величин. Подробнее о проведении экспериментальных исследований написано в [1, 2, 3].

В данной статье приводятся результаты виртуальных экспериментов, проведённых автором для проверки возможности использования комплекса вычислительной гидродинамики ANSYS для расчётов обтекания тел при малых числах Рейнольдса.

В первую очередь сравним результаты исследований профиля NACA 6412, описанных в [1] и [3]. На рисунке 2 представлены наложения графиков из этих источников, кроме графика коэффициента момента.

Рисунок 2 - Наложение графиков характеристик профиля NACA 6412 для разных чисел Рейнольдса, полученных NACA [3] и МАИ [1] (красно-черные жирные линии).

На графиках видно значительное расхождение экспериментальных данных, которое не может быть объяснено только тем, что результаты продувок NACA пересчитаны для бесконечного удлинения, так как в работе [1] крыло зажато в рабочей области с торцов. Однако качественно результаты совпадают.

Виртуальный эксперимент целесообразно проводить в среде ANSYS Workbench, позволяющей проводить срезу серию экспериментов с сохранением необходимых результатов в таблицу. Основой эксперимента является виртуальная аэродинамическая труба, описанная в [6]. Для этого необходимо модифицировать расчётную систему, заменив постоянное значение скорости потока на входе, выходе и вдоль границы раздела (экрана) на выражение (Extention) V0 с указанием начальной величины и единиц изменения [m sA-1], это выражение необходимо отметить как внешнее, чтобы его можно было задавать из

области параметров ANSYS Workbench. Таким образом, изменение числа Рейнольдса обеспечивается изменением значения скорости набегающего потока через переменную V0. Геометрический масштаб расчётной области (Scale) выбираем 16, что обеспечивает высокую сходимость результатов (см. [6]) при относительно небольших временных затратах на расчёт каждого набора параметров. Значение V0 определяется для заданного числа Рейнольдса при исходных значениях параметров среды через выражение

V0 = Re / (6833 Scale).

Также необходимо уточнить выражение для определения коэффициента момента в постпроцессоре, так как профиль крыла поднимается над системой координат, в которой происходит вычисление сил и моментов. Должно быть:

Cm = -1*(2*(torque_z()@Boundary 3)/(S*1.225 [kg mA-3]*b*(V*V)) +Cx*h_otn)

Сравнение (см. рис. 3) результатов расчётов с данными по профилю NACA 6412, приведёнными в [5] для Re ~ 3106 и X = 6, показывает, что профиль обладает более высокими несущими свойствами. При этом в работах [4, 6] доказана высокая сходимость с экспериментальными данными по разным профилям.

На рисунке 4 приведено сравнение результатов расчётов с экспериментальными данными для профиля NACA 6412. Расчёты проводились для удлинения 60 и чисел Рейнольдса 3-106 и 4,1-104.

Рисунок 3 - Наложение результатов расчётов (точки) на экспериментальные данные [5]

по профилю NACA 6412

Рисунок 4 - Наложение результатов расчётов на экспериментальные данные [1, 3] по профилю NACA 6412

Также были рассмотрены профили NACA 4409, 4412 и 4415 (см. рисунок 5). Для профиля NACA 4412 получилось наиболее высокая сходимость расчёта с экспериментальными данными, поэтому дополнительно проведём исследования этого профиля. экспериментальными данными приведено на рисунке 6.

Сравнение результатов расчёта с

а)

б)

в)

Рисунок 5 - Наложение результатов расчётов (точки) на экспериментальные данные [6] по профилям

NACA 4409 (а), 4412 (б) и 4415 (в)

Из графиков на рисунках 4 и 6 видно, что качественное изменение характеристик от числа Рейнольдса, в целом, подтверждается. Однако для Cy max зависимость, полученная в результате расчётов, не столь выраженная. Изменение расчётных значений коэффициентов сопротивления и продольного момента качественно соответствует эксперименту.

При этом в [3] пересчёт на бесконечное удлинение был произведён без учёта эффекта роста значения

Cy max с ростом удлинения (показано в работе [4]). Значения Cy max для Re Cy max для удлинения X = 6, приведённому в [5]

: 3 106 соответствуют значению

Рисунок 6 - Наложение результатов расчётов на экспериментальные данные [4] по профилю NACA 4412

Рассмотрим характеристики профиля NACA 4412 при меньших значениях чисел Рейнольдса (Ке=10000; 5000; 2000; 1000). Результаты приведены на рисунке 7. На рисунке 8 приведены характеристики двухпроцентной плоской пластины бесконечного удлинения для разных чисел Рейнольдса.

Рисунок 7 - Расчётные характеристики профиля NACA 4412 (при бесконечном удлинении) для разных чисел Рейнольдса

"в и 4 в ы 16 ш ^ н -0.4 -0.2 0 0.2 0.4 0.6 0.8 1 1.2 1.4 1.6 1.8 2 Су 2.4

Re -♦-3200000 -»-41700 -i 10000 -»-5000 -•-2000 -»-1000

Рисунок 8 - Расчётные характеристики плоской пластинки (при бесконечном удлинении) для разных чисел Рейнольдса

Рисунок 9 - Минимальное профильное сопротивление для разных чисел Рейнольдса (расчёт)

На основе проведенных исследований можно сделать следующие выводы о зависимости характеристик профилей от числа Рейнольдса:

- Су и Cy max - на чувствительность к числу Рейнольдса влияет геометрия профиля, что требует

дополнительного исследования;

- Cm 0,25 - практически не зависит;

- Cxp mm -выраженное снижение сопротивления с ростом числа Рейнольдса с приближением к значению 0,01 при Re > 107 (см. рис. 9).

Также необходимо отметить, что предположения о зависимости характеристик от числа Рейнольдса, описанное в [4] - ошибочно из-за обеспечения малых чисел Рейнольдса масштабированием геометрии. Так при Re > 105 отсутствует зависимость от числа Рейнольдса для С^, а зависимостью Cy max от Re можно

пренебречь. Таким образом, выражение для зависимости Cy max от удлинения будет выглядеть как

г . 0,4026Я-°,776+0,97 та* 0 4026А"°,77^^ 97 * та* 0(Л0Л

Список использованной литературы:

1. Брусов, В.С. Проблемы исследования аэромеханики полета беспилотных летательных аппаратов сверхмалой размерности / В.С.Брусов, В.П.Петручик // Вестник МАИ. Т.18. № 2. С.9-14, 2011

2. Шмитц, Ф.В. Аэродинамика малых скоростей. Перевод с немецкого \ М. - Издательство ДОСААФ, 1963 - 60 с.

3. Airfoil section characteristics as affected by variations of the Reynolds number. / E.N.Jacobs, A.Sherman // Technical report No. 586, N.A.C.A., 1939, с. 48

4. Амплитов, П.А. К определению предельных несущих свойств прямого крыла // Международный научный журнал «Символ науки» №1, 2021, С. 16-18

5. The characteristics of 78 related airfoil section from tests in variable-density wind tunnel. / E.N.Jacobs, K.E.Ward, R.M.Pinkerton // Technical report No. 460, N.A.C.A., 1935, с. 61

6. Амплитов, П.А. Определение характеристик аэродинамических профилей с использованием инструментария ANSYS Workbench // Международный научный журнал «Символ науки» №10, 2020, С. 15 -24

© Амплитов П.А., 2022

УДК 63.52

Каратеев А.Ф.

магистрант 2 курса ГУАП, г. Санкт-Петербург, РФ

ВЫКЛЮЧЕНИЕ ПОСТОЯННОГО ТОКА БОЛЬШОЙ МОЩНОСТИ (ДО ДЕСЯТКОВ КА И ДО 10КВ) С ПРИМЕНЕНИЕМ ВАКУУМНОЙ КАМЕРЫ И ШУНТИРУЮЩЕЙ ЕЕ ЕМКОСТИ,

ВКЛЮЧАЕМОЙ ТИРИСТОРОМ

Аннотация

Известно несколько способов выключения постоянного тока большой мощности.

Ключевые слова

Предлагаемые варианты, вакуумная камера, схема вакуумного размыкателя

Известно несколько способов выключения постоянного тока большой мощности:

1. Выключение постоянного тока часто осуществляется выключателем с переводом тока в дугогасительные контакты с дугогасительной камерой.

2. Выключение постоянного тока осуществляется переводом тока при размыкании контактов выключателя, в шунтирующие их тиристоры. Затем ток гасится системой противотока.

3. Выключатель на большой номинальный ток.

При размыкании его контактной системы ток переводится в параллельно включенную вакуумную камеру. Гашение тока в вакуумной камере осуществляется системой противотока. Предлагаемый вариант работы схемы