CC BY
109
УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ Ц^И
Том ХХ// 1991 №4
УДК 621.735.33.015.3.025.35
ОПТИМИЗАЦИЯ углов отклонения МЕХАНИЗАЦИИ КРЫЛА САМОЛЕТА ДЛЯ ПОВЫШЕНИЯ АЭРОДИНАМИЧЕСКОГО КАЧЕСТВА
М.. и. Ништ, В. М. Скйкали«, В. Н. Трофимов
Предлагается методика расчета оптимальиых углов отклоиеиия меха-иизации крыла самолета с целью реализации максимума аэродинамического качества при нелинейном подходе к определению необходимых аэродинамических характеристик. Результаты численных исследований по данной методике для схематизированных самолетов нормальной схемы и схемы «утка» представлены в сравнении с даиными линейной теории.
Современиый этап развития авиастроения характеризуется повышенным внимаиием к аэродинамике летательных аппаратов (ЛА). В частности, это связано со стремлением уменьшить лобовое сопротивление самолета, что позволило бы снизить расходы топлива, улучшить характеристики маневренности, увеличить дальность и продолжительность полета. Важную роль играют здесь вопросы, связанные с возможностями уменьшения индуктивного сопротивления ЛА путем адаптации его формы к различным условиям полета. Широкие возможности в решении этой задачи связаны с использованием активных систем управления на базе БЦВМ.
Наиболее простым практическим способом изменения формы профиля сечений крыла ЛА является отклонение механизации его передней и задней кромок. До настоящего времени исследования по определению оптимальных законов отклонения органов механизации и управления проводились либо экспериментальным путем, что связано с большими трудозатратами, либо путем расчета на ЭВМ с вычислением необходимых аэродинамических характеристик на основе лиией-ной теории [1}.
Для ряда современных и перспективиых самолетов характерными являются конструктивные элементы, позволяющие реализовать так называемые «полезные» отрывы потока и связанные с ними нелинейные аэродинамические эффекты. Данные лииейной теории при решеиии сиитветсг-вующей задачи оптимизации могут быть распростраиены до небольших значений угла атаки а. Кроме того, использование систем активного управления требует более детальиопо описаиия реализуемых законов адаптации формы самолета в зависимости от режима полета. Поэтому при больших а более корректным является нелинейный подход к определению аэродинамических характеристик [2], который и использован в предлагаемой методике для расчета законов отклонения механизации крыла ЛА, при которых может быть реализован максимум аэродинамического качества (минимум индуктивного сопротивления).
Рассматривается ЛА, движущийся под произвольным углом атаки а с постояниой дозвуковой скоростью в идеальной несжимаемой жидкости. Крыло ЛА имеет простые нещелевые закрылки и отклоняемые иоски. Закрылки и носки секциоиированные. Предполагается, что при заданном а режим обтекания ЛА является смешаиным. С передней кромки наплыва поток отрывается с образованием двух носовых вихрей, консольная часть крыла обтекается безотрывно.
При решении аэродинамической задачи учитываются общепринятые в теории крыла условия и гипотезы [2]. Места отрывов потока с кромок крыла считаются известными. Обтекание консольной части крыла считается безотрывным, поскольку, как показывают расчеты, при отклонеиии носков на оптимальные углы наблюдается фактически их безударное обтекание. Рассматривалось обтекание носков крыла без перетекания через их боковые кромки. С линии излома поверхности крыла при отклонении носков отрывы потока не задавались. Обтекание закрылков моделировалось с учетом гидродинамической замкнутости вихревых систем.
Задача формулируется в следующем виде. При известной геометрии ЛА и заданном по-стояином значении коэффициента подъемной силы с._ требуется определить зиачения углов
отклонения секций носков (6И) и закрылков (63), при которых реализуется минимум индуктивного сопротивления. Расчеты проводятся без учета подсасывающей силы.
Процесс поиска оптимальных углов отклонення механнзации представляет собой последовательность двух частных задач: прямой расчетной задачи аэродинамики и задачи оптимизации по определению углов отклонения механизации, обеспечивающих реализацию максимума аэродинамического качества. Аэродинамические характеристики рассчитываются методом дискретных вихрей (2).
Для расчета оптимальных значений углов отклонения механизации целесообразно применять методы оптимизации. Эти методы позволяют осуществлять выбор наилучшего варианта без непосредственной проверки всех возможных вариантов на базе применения вычислительной техники. При этом выявляются резервы улучшения аэродинамических характеристик и определяются пути их практической реализации.
Рассматривается следующая постановка задачи оптимизации. Целевая функция — аэродинамическое качество. Предполагается его зависимость только от углов отклонения секций механизации. Известными считаются: коэффициент подъемной силы ЛА Су. (исходное значение угла атаки а); начальные значения углов отклонения механизации, которые в общем случае могут быть отличны от нуля; параметры вихревой структуры, моделирующей ЛА. Коэффициент сопротивления при отсутствии подъемной силы с1о берется из эксперимента или рассчитывается по существующим инженерным методикам. В рассматриваемой задаче в процессе расчетов коэффициент с,О принимается неизменным. Требуется определить такие значения углов отклонения механизации (параметров оптимизации), при которых реализуется максимальное значение аэродинамического качества К (целевой функции).
Для решения данной задачи был использован метод одномерного поиска экстремума целевой функции по направлению (3), разработанный в институте математики АН БССР.
Идея метода оптимизации состоит в следующем. При исходных даниых, описанных выше, решается прямая задача аэродинамики. Определяются распределенные аэродинамические характеристики и коэффициенты сил и моментов ЛА. С учетом заданного значения с*О и полученных в расчете коэффициента подъемной силы Су. и коэффициента индуктивного сопротивления с*(
(далее в расчетах Су. принимается постояниым) вычисляется исходное значение аэродинамического качества (начальиая точка поиска). Направление оптимизации определяется по совокупности градиентов аэродинамического качества по углу отклонения каждой секции механизации. Каждая секция механизации, в зависимости от величины и знака соответствующего градиента, получает приращение в угле отклонения. На каждом рабочем шаге (приращении улов отклонения всех секций механизации) вычисляется значение целевой функции (аэродинамического качества). Согласно методики (3) выполняется два рабочих шага. Исходное и два вновь полученных значения аэродинамического качества аппроксимируются квадратичной параболой, вершине которой и соответствуют оптимальное аэродинамическое качество по вычисленному направлению оптимизации и оптимальные значения углов отклонения механизации.
Полученное значение аэродинамического качества сравнивается с его исходным значением. В том случае, когда относительный прирост качества получен меньше некоторой наперед заданной относительной погрешности, счет прекращает.
принимается за' оптимальную. В противном случае вновь получеиная форма крыла прииимается за исходную и счет продолжается, начиная с уточнения положения свободиой вихревой пелеиы в пространстве и решения прямой задачи аэродинамики.
В качестве примера использования предлагаемой методики оптимизации иа рис. 1 и 2 представлены результаты расчетов для схематизированных самолетов нормальной схемы (рис. 1, а,
2, а) и схемы «утка:. (рис. 1, б, 2, б) с одинаковыми геометрическими характеристиками их элементов (крыла, фюзеляжа, оперения). Механизация крыльев у обоих самолетов представлялась в виде носков и закрылков, состоящих из трех секций (номера 1— 3 на рис. 1, 2).
При оптимизации аэродинамического качества с расчетом необходимых аэродинамических характеристик по линейной теории (штриховые линии на рис.' 1,2) можно выделить следующие особенности. Так, результаты оптимизации аэродинамического качества обоих ЛА при совместном Ьтклонении носков и закрылков (линии А на рис. 1) отличаются незначительно. Это связано с "тем, что подъемная сила в этом случае создается в значительной мере за счет отклоиения закрылков (рис. 2). Углы атаки здесь малы. Для самолета схемы «утка:. прн каждом Су. угол атаки несколько меньше, чем для самолета нормальной схемы (рис. 2). В связи с этим влияние переднего горизонтального оперения на обтекание Крыла самолета оказывается незначительным.
Несущественно отлнчаются оптимальные значения аэродинамического качества обоиХ: ЛА и. при расчете оптимальных углов отклонения только секций носков (линии В на рис. 1). Так, при Су. = 0,7 расчеты показывают, что для рассмотренных компоновок разница аэродинамического качества при совместном отклоиеиии носков и закрылков .на оптимальные углы составляет 0,1 (1,1%), а при оптимальном отклонении только носков — 0,2 (2,8%).
При решении задачи оптимизации с определением необходимых аэродинамических характеристик по линейной теории (сплошные линии на рис. 1 и 2) получеиы результаты, отличные от данных линейной теории для обоих ЛА. Причем отличия характерны как для случаев совместного отклонения носков и закрылков, так и при оптимизации аэродинамического качества отклонением только иосков (см. рис. 1). Для самолета схемы «утка:. отличия более существенные, чем ДЛЯ самолета нормальной схемы. Особенио большие отличия от данных линейной теории наблюдаются при больших значениях Су.. Так, для самолета иормальной схемы эти отличия при Су. = 0,7 составляют: при совместиом отклоненин на оптимальные углы носков и закрылков
а)
5
И
’ Уа
/Ох
-20°
1Н
Рис. 2
а'§
д) О
Суа Рис. 1
0,5 (5,6%); при отклоиеиии только иосков 0,25 (3,4%). Для самолета схемы «утка» аиало-гичные отличия составляют соответственно: 1,7 (19%) и 0,8 (11,4%).
Причииа значительных отличий результатов числениой оптимизации аэродинамического качества, получеииых по предложенной методике, от результатов аналогичных исследований с определением аэродинамических характеристик по линейиой теории заключается в следующем. Нелинейный подход. к определению аэродинамических характеристик является более корректным с физической точки зрения, осооенно при больших а и при отклонении механизации, вследствие учета сворачивания вихревой пелены. При одиом и том же си наблюдается перераспределение аэродинамической нагрузки по поверхности ЛА в сравнении с д
казывают расчеты, нагрузка подрастает в зоне влияния вихревых жгутов, образующихся при обтекании наплыва, в зоне закрылков, вблизи боковой кромки коисольной части крыла. При этом наблюдается существеино неравномериое распределеиие суммарной циркуляции сечений ЛА по размаху, отличное от эллиптического характера ее распределения, как одного из условий реализации минимума сопротивления, обусловленного подъемной силой (4).
Расчеты показывают, что эта неравномерность сохраняется при отклонении механизации крыла ЛА на оптимальные углы. Крыло самолета схемы «утка» находится в зоне скошенного и завихренного потока за передним горизонтальным оперением. При этом в пределах одной секции носка консольной части крыла ЛА, отклоненной на полученный в расчете оптимальный угол, не реализуется безударное обтекание (условие оптимальности формы поверхности крыла самолета (4)). В конечном итоге все это приводит к тому, что для самолета схемы «утка» результаты оптимизации с расчетом аэродинамических характеристик по нелинейной теории отличаются более существенно от данных линейной теории, чем для самолета нормальной схемы.
Для самолета схемы «утка» из-за положительной интерференции переднего горизонтального оперения с крылом на больших Су. оптимальные значения углов отклонения секций закрылков
могут быть, по данным расчетов, больше чем при решении данной задачи с определением аэродинамических характеристик по линейной теории ■ (см. рис. 2,. б).
1. Б е л о це р к о в с к и й С. М., С к р и па ч Б. К. Аэродинамические производные летательного аппарата и крыла при дозвуковых скоростях. — М.: Наука, 1975.
2. Б е л о ц е р к о в с к и й С. М., Н н ш т М. И. Отрывное и безотрывное обтекание тонких крыльев идеальной жидкостью. —М.: Наука, 1978.
3. Математическое обеспечение ЕС ЭВМ. Пакет научных подпрограмм на ФОРТРАНЕ.-ИМ АН БССР, 1979, вып. 17.
4. Г л у ш к о в Н. Н. К задаче оптимизации формы срединной поверхности крыла. — Труды ЦАГИ, 1977, вып. 1842.
ЛИТЕРАТУРА
Рукопись поступила 12/Vll 1989 г.
