CC BY
184
УДК 629.735.45.015
ОПРЕДЕЛЕНИЕ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК ФЮЗЕЛЯЖА АВТОЖИРА ПУТЕМ ВЫЧИСЛИТЕЛЬНОГО ЭКСПЕРИМЕНТА
В.А. ИВЧИН
Статья представлена доктором технических наук, профессором Ципенко В.Г.
В настоящей работе рассматривается расчет аэродинамических характеристик фюзеляжа на примере автожира путем вычислительного эксперимента. На основе программного коммерческого пакета СГХ была освоена методика и рассчитаны продольные и боковые характеристики фюзеляжа автожира во всем диапазоне эксплуатационных режимов полета.
Ключевые слова: аэродинамические характеристики, фюзеляж автожира, расчет, пакет СГХ.
Введение
Как правило, наиболее достоверно аэродинамические характеристики фюзеляжа летательного аппарата определялись путем испытания моделей в аэродинамических трубах. Такие испытания требуют существенных затрат и отличаются высокой трудоемкостью. При этом, как правило, в процессе испытаний производятся различные изменения в конфигурации модели с целью оптимизации характеристик фюзеляжа по вредному сопротивлению и моментным характеристикам. При таком подходе всегда возникает проблема пересчета характеристик модели на характеристики натуры, поскольку масштабный фактор, особенно для фюзеляжей вертолетов и автожиров, имеет существенное значение. Появление современных методов расчета аэродинамических характеристик на основе уравнений Навье-Стокса позволяет решить задачу выбора оптимальной конфигурации фюзеляжа и решить проблему пересчета результатов трубного эксперимента на натурный фюзеляж без существенных материальных затрат.
В настоящей работе рассмотрен вопрос расчета аэродинамических характеристик фюзеляжа на примере автожира путем вычислительного эксперимента. Фюзеляж автожира был выбран вследствие сложной конфигурации и наличия хорошей математической модели. Особый интерес в конфигурации автожира представляет балка с двухкилевым хвостовым оперением, моделирование которой представляет особую сложность.
На основе программного коммерческого пакета СБХ была освоена методика и проведен вычислительный эксперимент для определения продольных и боковых характеристик фюзеляжа автожира во всем диапазоне эксплуатационных режимов полета. Отработка расчетной методики осуществлялась на основе экспериментальных продувок модели фюзеляжа вертолета Ми-34.
Построение расчетной сетки
Основной гарантией получения качественных расчетных результатов при выполнении расчетов на основе уравнений Навье-Стокса является создание качественной расчетной сетки. На ее создание затрачивается две трети трудоемкости по решению задачи. Вообще говоря, вследствие симметрии фюзеляжа задача могла быть решена для половины фюзеляжа с сокращением количества расчетных ячеек (при сохранении точности решения) и времени расчета. Такой подход возможен только для расчета продольных характеристик фюзеляжа, однако целью работы является получение трехмерных аэродинамических характеристик фюзеляжа, поэтому задача решалась в трехмерной постановке.
На рис. 1 показана конфигурация расчетной области, разработанной для расчетов фюзеляжа автожира. Границы расчетной области отодвинуты на 30 характерных размеров (длины фюзеляжа) от тела. Это необходимо, чтобы неточность постановки внешних граничных условий не влияла на течение в окрестности лопасти.
Рис. 1 Рис. 2
Выбор типа сетки определяется имеющимися вычислительными ресурсами и сложностью геометрии. Неструктурированные сетки требуют больше расчетных ячеек по сравнению со структурированными многоблочными сетками, при той же степени детализации и точности счета. Данные сетки строятся в автоматическом режиме, не требуют значительных временных затрат и высокой квалификации инженера-сеточника, однако при этом требуется построение качественной сетки в пограничном слое. Многоблочные структурированные сетки, напротив, позволяют получать хорошие результаты при меньшем количестве расчетных ячеек, но при этом их создание требует высококвалифицированного инженера-сеточника и значительных временных затрат на разработку многоблочной топологии.
В данной работе использовалась многоблочная структурированная сетка, которая позволяет хорошо разрешить поле течения вблизи поверхности, отследить кривизну поверхности и не требует больших затрат времени при перестроении сетки из-за изменения геометрии. Были проведены исследования сетки с различным количеством ячеек и различными величинами первой пристеночной ячейки для получения оптимальной сетки. Рассматривалась половина модели, с применением граничного условия симметрии, и полная модель. В первом случае сетка состояла из 2,25 млн. ячеек, во втором варианте 5,5 млн. ячеек. На рис. 2 представлена сетка на поверхности фюзеляжа автожира, включая и хвостовое оперение. На рис. 3, 4 приведены топологии расчетной сетки вблизи тела.
Отметим, что построенная расчетная сетка не имеет так называемых интерфейсов между блоками, что означает, что стыковка между узлами во всей расчетной области происходит "точка в точку". Такая сетка сложна для построения (по сравнению с неструктурированной сеткой), требует относительно много времени на построение. Однако, когда она построена, то относительно небольшие изменения геометрии не вызывают сложностей при перестроении. В ней легко менять количество узлов, контролировать сгущение сеточных линий и сход пограничных слоев.
Постановка задачи
Вычислительный эксперимент по определению аэродинамических характеристик фюзеляжа проводился с использованием программы CFX. Численно решались уравнения Навье-Стокса, осредненные по Рейнольдсу (RANS - Reinolds Averaged Navier-Stokes) для сжимаемой жидкости. Эти уравнения замыкались с помощью модели переноса сдвиговых напряжений (Shear Stress Transport) с использованием пристеночной функции. Для этого безразмерный параметр величины первой ячейки выдерживался от 30 до 300, чтобы разрешить вязкий подслой турбулентного пограничного слоя.
Рассматривался режим обтекания, при котором число Рейнольдса, посчитанное по радиусу лопасти (r = 5 м) и параметрам набегающего потока со скоростью 66,7 м/с, составляло Re = 1,82 х 106.
Результаты расчетов
По результатам вычислительного эксперимента были получены силы и моменты, действующие на фюзеляж автожира, и рассчитаны аэродинамические коэффициенты для ряда сочетаний углов атаки и углов скольжения. Полученные коэффициенты сил и моментов приведены в системе координат расчетной программы. Для дальнейшего использования полученных результатов следует обратить внимание на принятые в расчете положительные направления моментов. На рис. 5 показано принятое в расчете положительное направление угла скольжения, а на рис. 6 показаны принятые положительные направления соответствующих сил и моментов.
л
Рис. 5 Рис. 6
Помимо получения интегральных аэродинамических характеристик сил и моментов фюзеляжа летательного аппарата для прочностных расчетов требуются также и распределенные нагрузки на поверхности фюзеляжа. Проведенный вычислительный эксперимент позволяет их определить в виде распределения давления на всех рассмотренных режимах полета. На рис. 7 для примера приведено распределение давления по поверхности автожира при угле атаки 10° при полете без скольжения.
Рис. 7 Рис. 8
Кроме того, проведенный вычислительный эксперимент позволяет определить области на фюзеляже, где происходит срыв потока и, следовательно, увеличивается вредное сопротивление и могут возникнуть различного рода неустойчивости, приводящие к возникновению проблем с устойчивостью и управляемостью автожира. Эти области выявляются путем построения линий тока по результатам выполненных расчетов. На рис. 8 для примера приведена картина линий тока вблизи тела, раскрашенных по скорости потока при угле атаки 10°. Для данного режима обтекание происходит достаточно плавно, и областей срывного обтекания на фюзеляже не наблюдается.
На рис. 9 - 17 приведены коэффициенты аэродинамических сил и моментов в зависимости от угла атаки. Коэффициенты отнесены к скоростному напору набегающего потока (д = 2726 Н/м2) и площади ометаемой поверхности винта (8 = 78,5 м2), момент тангажа и крена дополнительно отнесены к характерному линейному размеру - радиусу винта (Янв = 5 м). Силы определялись в скоростной системе координат, а моменты - в связанной системе координат.
На рис. 9 - 11 представлены расчетные коэффициенты сил и продольного момента для обтекания фюзеляжа без скольжения. Из графиков видно, что коэффициент сопротивления несимметричен при положительных и отрицательных углах атаки. Можно также сделать вывод, что при нулевом угле атаки фюзеляж автожира имеет большой пикирующий момент и достаточно большую подъемную силу. Это оказывает благоприятноерлияние на продольную балансировку автожира.
Суа
Рис. 15
Рис. 16
На рис. 12 - 17 показаны графики изменения характеристик фюзеляжа автожира в зависимости от угла скольжения при нулевом угле атаки. Полученные данные могут быть использованы для аэродинамического расчета автожира и прочностного расчета конструкции фюзеляжа.
тг
Рис. 17
Верификация расчетов
Для верификации выполненных расчетов был проведен вычислительный эксперимент по сопоставлению расчета с испытаниями модели фюзеляжа вертолета в аэродинамической трубе. Для него был принят такой же подход, как и для расчетов фюзеляжа автожира. Полученные результаты сравнивались с имеющимися экспериментальными данными.
В аэродинамической трубе был испытан первый вариант конфигурации фюзеляжа, однако в нашем распоряжении была только математическая модель модернизированного фюзеляжа, который был спроектирован современными цифровыми технологиями для внедрения композитных материалов в конструкцию вертолета.
В результате вычислительного эксперимента были получены сравнения расчетных коэффициентов сил и момента с их величинами, полученными в трубном эксперименте (рис. 18). Сравнивались фюзеляжи с обтекателем автомата перекоса без киля, без стабилизатора, без шасси. На графиках приведены расчетные и экспериментальные значения коэффициентов аэродинамических сил и моментов данной конфигурации по углам атаки (фюзеляж + обтекатель), а также приведены экспериментальные кривые фюзеляжа без обтекателя автомата перекоса (фюзеляж). Следует обратить внимание, что коэффициент продольного момента тангажа в приведенном для верификации расчете имел положительное направление, отличное от того, которое принято в данной работе, чтобы соответствовать положительному направлению момента трубного эксперимента, с которым проводилось сравнение. Из графиков видно, что коэффициенты подъемной силы и момента тангажа имеют достаточно близкие значения, а коэффициент силы сопротивления имеет более низкую величину.
Рис. 18
IDENTIFICATION OF GYROPLANE FUSELAGE AERODYNAMIC CHARACTERISTICS BY THE COMPUTATIONAL EXPERIMENT
Ivchin V.A.
It is presented identification of fuselage aerodynamic characteristics by the computational experiment. For the commercial package CFX ware found methods to adequate computation of longitudinal and lateral gyroplane characteristics.
Key words: aerodynamic characteristics, gyroplane fuselage, computation, package CFX.
Сведения об авторе
Ивчин Валерий Андреевич, 1951 г.р., окончил МАИ (1974), кандидат технических наук, начальник отдела аэродинамики и динамики вертолета ОАО Московского вертолетного завода им. М.Л. Миля, автор более 60 научных работ, область научных интересов - аэродинамика и динамика несущих винтов, динамика вертолета, математическое моделирование вертолета на пилотажных стендах, экспериментальные исследования аэродинамики винтов вертолета.
