CC BY
81
Механика
Вестник Нижегородского университета и/л. Н.И. Лобачевского, 2009, № 5, с. 142-151
УДК 629.12.532.5
РАЗВИТИЕ И ПРИМЕНЕНИЕ МЕТОДОВ ВЫЧИСЛИТЕЛЬНОГО ЭКСПЕРИМЕНТА ДЛЯ ИССЛЕДОВАНИЯ НЕСУЩЕГО КОМПЛЕКСА АМФИБИЙНЫХ СУДОВ НА ВОЗДУШНОЙ ПОДУШКЕ
© 2009 г. П.С. Кальясов 1, А.К. Любимов 1, В.В. Шабаров 1, А.К. Якимов 2
1 Нижегородский госуниверситет им. Н.И. Лобачевского 2 ООО «Аэроход», Нижний Новгород
pkalyasov@mail.ru
Поступила с редакцию 09.07.2009
Изложена методика вычислительного эксперимента, направленного на изучение аэрогидродинамики судов на воздушной подушке (СВП). Методика позволяет определять аэрогидродинамические нагрузки, действующие на элементы компоновки СВП с учетом их интерференции, форму границы раздела «вода - воздух», смоченную поверхность элементов СВП. Приведены результаты вычислительных экспериментов, позволяющие понять механизмы некоторых негативных аэрогидродинамических эффектов, имеющих место на крейсерских режимах движения СВП. Дано прямое и косвенное сопоставление результатов вычислительных экспериментов и натурных испытаний СВП ряда проектов.
Ключесые слога: судно на воздушной подушке, аэрогидродинамика, вычислительный эксперимент, волновое сопротивление, ANSYS CFX.
Введение
В настоящее время среди ряда направлений отечественного скоростного судостроения заметно выделяется направление амфибийных судов на воздушной подушке (СВП) с боковым гибким ограждением баллонетного типа. Именно эти суда в силу ряда причин оказались наиболее востребованными на современных рынках. В производстве и эксплуатации находятся в основном легкие СВП водоизмещением 1.5-3 т; проекты этих судов в основной своей части были разработаны еще в 1980-х годах. Современный, и в первую очередь российский, рынок ощущает потребность в более экономичных СВП. Кроме того, для решения транспортных проблем в ряде регионов Севера, Сибири, Дальнего Востока требуются более тяжелые суда водоизмещением 10-50 т.
Разработка перспективных СВП связана в первую очередь с необходимостью совершенствования аэрогидродинамической компоновки существующих аппаратов. В 60-80-х годах прошлого века проектные компоновочные решения принимались по результатам систематических физических модельных экспериментов. Организация подобных исследований в настоящее время оказывается весьма проблематичной в связи с неудовлетворительным состоянием экспериментальных баз скоростного судострое-
ния, состоянием экспериментального и модельного производства. Именно это обстоятельство является основным сдерживающим фактором создания современных СВП.
Вместе с тем интенсивное развитие методов вычислительной аэрогидродинамики и вычислительных систем предоставляет в настоящее время возможности проведения вычислительного эксперимента в инженерных задачах аэрогидродинамики.
Целью настоящей работы является развитие методики вычислительного эксперимента, ориентированного на изучение аэрогидродинамики несущего комплекса СВП, включающего в себя область воздушной подушки и ее боковые ограждения, изучение возможностей моделирования влияния различных конструктивных факторов аэрогидродинамической компоновки, верификация результатов моделирования результатами натурных испытаний СВП, выработка рекомендаций к мощности вычислительных систем, потребных для решения проектных задач аэрогидродинамики СВП.
Постановка задачи и методика вычислительного эксперимента
Несущий комплекс СВП амфибийного типа с баллонетным боковым ограждением состоит из вентиляторной группы 1 (рис. 1) , зоны воз-
Рис. 1. СВП пр. А-8
душной подушки (ВП) 2, глиссирующих боковых баллонетов (пневмоскегов) 3, носового 4 и кормового 5 гибких ограждений. Указанная организация ВП применена на легких СВП типа «Хивус» и «Марс». Отличительной особенностью СВП «Хивус» является наличие центрального продольного баллонета, разделяющего ВП на две продольные секции. На тяжелых «Хиву-сах» пр. А-32, А-48 в ВП дополнительно установлена поперечная гибкая перегородка. ВП состоит из четырех секций, вентиляторная группа - из четырех вентиляторов, каждый из которых обслуживает одну секцию ВП. Такое конструктивное решение принято с целью повышения характеристик управляемости и снижения аэрогидродинамического сопротивления судна за счет его перебалансировки вследствие увеличения пикирующих моментов от давлений в кормовых секциях ВП.
При движении на крейсерских режимах разгрузка СВП происходит как за счет действия избыточных давлений в ВП, так и за счет гидродинамических подъемных сил, действующих на глиссирующих фрагментах баллонетов. Баллонеты находятся в зоне действия избыточного давления ВП, и их гидродинамические характеристики должны определяться в составе аэро-гидродинамической компоновки с учетом деформаций воды и скосов потока, индуцируемых распределенным по ВП давлением. В свою очередь, истечение воздуха из ВП, а следовательно, распределение давлений по днищу СВП существенным образом зависит от смоченной поверхности баллонетов и возмущений, вносимых ими в воздушный и водный потоки.
Задача ставится в рамках модели вязкого турбулентного течения несжимаемой жидкости с границами раздела сред. Течение воздуха и воды в рамках этой модели описывается следующей системой дифференциальных уравнений в частных производных [1]
фг + д(Р ,У,х) + д(р Уу) + д(Р ,Уш)
• +
дґ дх
ду
дz
= 0. (1)
д(РгУх ) + у д(Р^х ) + У д^Ух ) + дґ Іх дх іу ду
+ зрух)=_|+| ((„+,л ^ (2)
ді дх дх I дх
+
_д
ду
д(руу ) + у а(ргуу ) + у а(руу )
дґ Іх дх іу ду
д(ргуу) др
+у и д ="+ Рг Я +
ді ду
+
+ ■
дГ( )дУу^ дГ(ц+ц*)У^
ду
дх
(Ц + Ц« )^тг
дх
(3)
+ -
ду
+
+
дУ ^
і у
"дТ
д(ру)+у д(ргуі)+у д(ргуі) +
дґ 1Х дх іу ду
ТГ д(ргУг) др д Г( )дуг ,
+ У = -^+ 1(Ц.+Цй)-ді |+ (4)
ді ді дх І дх
+
д_
ду
В уравнениях неразрывности (1), количества движения (2)-(4) индекс і = 1 соответствует воздуху, і = 2 - воде, У х, Уіу, Уі2 - компоненты скорости, р - давление, ц - физическая (ламинарная) вязкость, ціґ - вихревая (турбулентная) вязкость, я - ускорение свободного падения.
Для определения вихревой вязкости используется транспортная модель турбулентности. Поле скоростей в пограничном слое определяется через пристеночные функции.
Разработка методики решения задачи заключалась в определении размеров и геометрии расчетной области, подборе граничных и начальных условий, алгоритмов численного решения, моделей турбулентности, шагов дискретизации по времени и по пространству и т.д. [2, 3].
Методика вычислительного эксперимента отрабатывалась на аэрогидродинамической компоновке СВП пр. А-8, А-32, А-48. Расчетная область задачи показана на рис. 2.
Размеры расчетной области выбирались по сравнительным результатам вычислительных экспериментов, проводимых при различных отстояниях дальних границ от модели СВП. По результатам этих экспериментов могут быть рекомендованы следующие положения дальних границ:
- входная граница ABCD отстоит от носовой оконечности модели СВП на 5-6 корпусов модели;
- выходная граница A1B1C1D1 отстоит от кормовой оконечности модели СВП не менее чем на 20 корпусов модели;
- нижняя граница расчетной области CDD1C1 отстоит не менее чем на 0.3 корпуса модели от ее основной плоскости;
- верхняя граница расчетной области ABB1A1 отстоит не менее чем на 3 корпуса модели от ее основной плоскости;
- боковая граница расчетной области ADD1A1 отстоит не менее чем на 5 корпусов модели от ее диаметральной плоскости.
Сеточная модель задачи строилась с использованием сеточного генератора ANSYS 1СЕМ CFD по упорядоченной блочной структуре. Число узлов при отладке задачи варьировалось от 1 • 106 до 5-106. Для более точного расчета смоченной поверхности модели СВП и действующих на модель нагрузок сетка сгущалась к зоне расположения модели СВП и предполагаемому положению границы раздела сред. Вертикальные размеры конечнообъемных элементов в этих областях составляли 2-4 -10-3 м. По отладочным расчетам в целях избежания размыва границы раздела сред рекомендуется ориентировать сеточные элементы в зоне невозмущенного потока по нормали к его скорости.
Формирование граничных условий включает в себя их определение на дальних границах расчетной области, на элементах модели СВП, а также на границе раздела сред - воды и воздуха.
Условия на некоторых дальних границах вполне очевидны - на входной границе ABCD (рис. 2) задается скорость обращенного потока, численно равная скорости СВП на исследуемом режиме движения, на верхней границе расчетной области - нулевая величина избыточного давления, на нижней границе - скорость невозмущенного потока либо условие прилипания при моделировании аэрогидродинамики СВП в водоеме конечной глубины. При исследовании продольных аэрогидродинамических характеристик СВП рационально использовать условие симметрии и задавать в плоскости г = 0, совпадающей с диаметральной плоскостью СВП, естественные условия Неймана на компоненты скорости и давление. В то же время задание условий на выходной A1B1C1D1 и боковой ADDlAl
границах расчетной области не очевидно и допускает альтернативные варианты. В частности, классическое для задач внешней аэрогидродинамики задание на выходной границе поля давлений содержит произвол, так как означает задание уровня воды на выходе из расчетной области и ведет при моделировании к формированию нефизичных пограничных слоев и искажению решения вблизи модели СВП. Попытки организации диссипативной схемы для ослабления возмущений путем искусственного увеличения ламинарной вязкости сред начиная с некоторого отстояния от кормы модели вниз по потоку также, в целом, приводят к неудовлетворительным результатам. Вместе с тем для чисел Фруда по объемному водоизмещению Frv = 2^5, характерных для крейсерских режимов движения СВП, весьма результативным оказалось задание на выходной границе величины нормальной скорости, численно равной скорости невозмущенного потока. На боковой границе ADD1A1 расчетной области эффективным является задание компонент скорости, равных по величине компонентам скорости невозмущенного потока, - при выбранных размерах расчетной области и исследовании течений в диапазоне чисел Фруда Frv = 2^5 система расходящихся волн не успевает внести возмущения в область боковой границы.
Корпус модели СВП считается абсолютно твердым телом, на котором ставятся граничные условия прилипания. Носовое, кормовое гибкие ограждения, баллонеты считаются мгновенно отвердевшими, и на них также ставятся условия прилипания. Форма гибких ограждений находится перед решением аэрогидродинамической задачи либо с использованием теории мягких оболочек, либо по упрощенной схеме с применением гипотезы плоских сечений и теории гибкой нерастяжимой невесомой нити. Нагрузки, действующие на гибкие ограждения, определяются итеративно; в качестве нулевого приближения используется геометрия гибких ограждений, полученная под действием только постоянных избыточных давлений в воздушной подушке.
На неизвестной до решения задачи границе раздела сред - воздуха и воды - ставятся динамическое и кинематическое граничные условия. Динамическое граничное условие заключается в равенстве напряжений на общей площадке границы раздела сред, кинематическое граничное условие - в непрерывности скоростей при переходе через эту площадку. В численной реализации определение мгновенного положения границы раздела сред осуществляется методом
объемного слежения (VOF), согласно которому интегрирование уравнений движения сред осуществляется с учетом перемещений частиц -пассивных маркеров [4]. Пассивные маркеры движутся со скоростью жидкости, находящейся в рассматриваемый момент времени в каждом конечном объеме расчетной области.
Задача решается при заданной посадке судна, определяемой углом дифферента и погружением кормового ограждения относительно статического (невозмущенного) уровня воды. Начальные условия задаются по скоростям и давлениям в виде однородного потока воздуха и воды и гидростатического поля давлений. Расчеты проводились с использованием процедур инерционной релаксации.
Аппроксимация конвективных членов системы (1)-(4) реализуется по схеме второго порядка точности «против потока». Интегрирование по времени производится методом Эйлера первого порядка. Величина шага интегрирования подбирается с учетом условия Куранта -Фридрихса - Леви (КФЛ) на этапе настройки вычислительного эксперимента. В «штатном» вычислительном эксперименте шаг интегрирования задается постоянным и для снижения численных осцилляций устанавливается в 3^5 раз меньше шага, определенного на этапе настройки.
Вычислительные эксперименты проводились как в сквозной постановке с прямым моделированием работы осевых (пр. А-8) и центробежных (пр. А-32, А-48) вентиляторов, так и в укороченной постановке, когда движение воздуха внутри шахты вентилятора не моделировалось, а на ее выходе в воздушную подушку задавались избыточные давления или расходы воздуха. В сквозной постановке в некоторой области, примыкающей к рабочему колесу вентилятора, формировалось обращенное окружное движение воздуха с угловой скоростью, равной скорости вращения рабочего колеса. Эта область сопрягалась с основной областью течения через интерфейсы посредством скользящих сеток. Размеры области обращенного окружного движения в направлении, нормальном к оси вращения, малы в сравнении с диаметром колеса и допускают определенный произвол - в пределах
0.03^0.1 диаметра колеса результаты моделирования по расходно-напорной характеристике вентилятора практически совпадают [4]. В то же время интерфейсы области обращенного окружного движения не рекомендуется располагать в местах резкого изменения стеснения потока.
При проведении вычислительных экспериментов с прямым моделированием работы вен-
тиляторов шаги интегрирования в основной области течения (области внешнего потока) и области окружного обращенного течения (внутренней области) рационально задавать различными - во внутренней области течения в 20^100 раз меньше шага интегрирования в области внешнего потока. Основанием к заданию относительно большого шага в области внешнего потока, моделирование которого требует наибольших вычислительных ресурсов, является высокая инерционность водного потока, для изменения структуры течения которого требуется время, многократно превышающее время оборота колеса вентилятора. Отметим, что для внутренней области течения, связанной в дискретном представлении с внешней областью через интерфейсную скользящую сетку, в обязательном порядке выполняется условие КФЛ, определенное с учетом окружных скоростей на ободе колеса вентилятора.
Некоторые результаты вычислительных экспериментов
Задача решалась на 8-процессорных серверах с 16 Гб и 32 Гб оперативной памяти. Распараллеливание задачи осуществлялось методом декомпозиции области [5]. На сервере с памятью 16 Гб сеточная модель основного потока состояла примерно из 1200000 узлов, модель вентиляторной группы - из 500000 узлов. Время счета «штатного» варианта с моделированием работы вентилятора составляло примерно 7 суток. В укороченной постановке время счета варианта сокращалось до 16-20 часов. На более
мощном сервере (32 Гб) сеточная модель основного потока состояла примерно из 4000000 узлов. На расчет «штатного» варианта при этом требовалось около трех суток.
Ниже приведены некоторые результаты вычислительных экспериментов, проведенных для крейсерских ходовых режимов модели серийных СВП пр. А-8. Результаты получены на сеточной модели, состоящей примерно из 1.7-10б узлов. Геометрическая конфигурация баллонетов принята соответствующей действию на них только давления воздуха, находящегося внутри баллонетов, - рассмотрено нулевое с точки зрения геометрической формы баллонетов приближение. Представленные материалы получены при прямом моделировании работы осевых вентиляторов СВП пр. А-8. Скоростной режим соответствует числу Фруда FrV = 4.75, угол дифферента у = 15°.
На рис. 3 показана волновая картина І вблизи СВП, линии тока воздуха 2, в том числе линии тока З, проходящие через тракт осевого вентилятора. На расстоянии порядка 1.5 корпусов СВП на границе раздела сред формируется местное возвышение над статическим уровнем воды - так называемый «петух». За указанным возвышением развивается система расходящихся волн. Волновая картина вдали от СВП типична для судов с динамическими принципами поддержания.
В активной области действия ВП (под днищем) наблюдается постепенное, от носа к корме, понижение уровня воды. В поперечном направлении резкое изменение уровня воды наблюдается вблизи баллонетов, особенно в зоне,
Рис. 3. Волновая картина и линии тока воздуха
находящейся «кормовее» миделя. В области, примыкающей к внешней относительно ВП части баллонетов, наблюдается заметное повышение уровня воды (боковой «подпор»), обусловленное вытеснением воды из-под днища избыточным давлением воздуха. Следует отметить, что эффект вытеснения реализуется и в виде переднего «подпора» - встречного движения воды и ее некоторого подъема в области носовой части баллонетов, расположенной выше статического уровня воды. По величине подъем воды за счет переднего «подпора» мал по отношению к подъему воды за счет бокового «подпора». Проведенные параметрические исследования показывают, что эффекты «подпора» зависят от формы в плане ВП, от геометрии носового и бокового гибких ограждений.
На боковых баллонетах реализуется режим глиссирования. При указанных числах Фруда баллонеты несут до 40% веса СВП; вместе с тем с уменьшением угла ходового дифферента подъемная сила на баллонетах падает, а подъемная сила от ВП на днище растет. Уменьшение угла ходового дифферента благоприятно сказывается на аэрогидродинамическом качестве судна - его величина растет, изменяясь с К « 10 на угле дифферента у = 1.5° до К « 12^16 на углах дифферента у = 0.7^0.9°.
Смоченная поверхность бокового баллонета и распределение гидродинамического давления на баллонете представлены на рис. 4.
В рассматриваемом случае за цилиндрической вставкой в области конусной части баллонета реализуется локальная зона отрицательных избыточных давлений (зона относительного разрежения), обусловленная резким искривлением линий тока частиц воды при обтекании кормовой части цилиндрической вставки и конусной за-концовки. Характерно, что в этой области линии тока имеют существенный пространственный характер; частицы воды двигаются из зоны под
ВП изнутри наружу и резко меняют свое направление в области внешней к ВП части баллонета, выстраиваясь в направлении скорости набегающего потока. Отметим, что величина топящей силы, реализующейся в зоне стыковки цилиндрической вставки и конической законцовки ске-га, при фиксированной скорости обтекания растет с увеличением угла дифферента.
Негативное с точки зрения ходовых качеств СВП влияние топящей силы сказывается на снижении аэрогидродинамического качества судна, при этом неблагоприятные с точки зрения ходкости углы дифферента поддерживаются формирующимся этой силой кабрирующим моментом.
Распределение давления вдоль ВП отлично от прямоугольного и близко к трапецевидному - в корме при указанных углах дифферента давление на 20^30% больше, чем в носовой части. Отметим, что в проектных методиках общепринято равномерное распределение давлений в ВП.
Представленные результаты показывают, что углы дифферента у « 15°, в основном характерные для крейсерских режимов амфибийных СВП с боковым ограждением баллонетного типа, не являются оптимальными с точки зрения аэрогидродинамического качества и скоростных характеристик, а следовательно, и для транспортной эффективности (показатель КУ) эксплуатации СВП на этих режимах.
Моделирование режимов с малыми углами дифферента.
О механизме залипания СВП
В практике эксплуатации СВП при определенных условиях имеют место неустойчивые режимы, характеризующиеся уменьшением угла дифферента, которое сопровождается разгоном СВП до некоторой скорости с дальнейшим интенсивным контактом баллонетов с водой, так
у = 2°, отсутствие «залипания» у = 0.5°, «залипание»
Рис. 5. К «залипанию» СВП
называемым «залипанием», и торможением судна. В большинстве случаев капитан успевает предотвратить «залипание» СВП. В случае несвоевременного вмешательства в управление «залипание» в связи с большими продольными и вертикальными перегрузками может привести к аварийной ситуации, да и в целом оно весьма неприятно переносится пассажирами СВП.
На практике тенденция к «залипанию» проявляется при одновременной реализации следующих условий:
- движение на оборотах, близких к максимальным, на попутных и попутно-лаговых курсах к направлениям ветра и бега волн;
- носовая центровка судна.
Выполнение этих условий может привести к
кратковременному уменьшению угла дифферента и увеличению скорости движения судна.
Вычислительные эксперименты, проведенные на моделях СВП различных проектов при малых углах дифферента у < 0.5°, позволили детально изучить аэрогидродинамический механизм «за-липания». На малых углах дифферента распределение давления вдоль ВП становится ближе к равномерному, при этом эффект переднего «подпора», т. е. встречного движения воды, возрастает. В результате носовая часть баллонетов, находящаяся выше статического уровня воды, при данной посадке СВП оказывается замытой. Истечения воздуха из носовой части СВП практически не происходит, а нагрузка на воду от ВП и замытой части баллонетов, работающих в режиме глиссирования как крылья, оказывается столь значительной, что вода оттесняется от баллонетов. Это приводит к образованию на некотором расстоянии от замытой носовой части баллонетов зазора между нижней частью баллонета и водой, через который воздух уходит из подушки (рис. 5). Расход истекающего воздуха в несколько раз превышает возможность нагнета-
тельных комплексов, применяемых на СВП. Воздушная подушка теряется, и судно «залипает». При этом вследствие падения давления воздуха в ВП, скорее всего, происходит затягивание носового гибкого ограждения под днище СВП (этот эффект в вычислительных экспериментах не моделировался).
Интенсивность процесса «залипания» различна. В ряде случаев воздушная подушка теряется частично, судно тормозится до некоторой скорости, а затем, без вмешательства в управление, начинает постепенно разгружаться формирующейся ВП и разгоняться. Этот режим напоминает «барсирование» неустойчивых в продольном движении глиссирующих судов и гидросамолетов. В других случаях ВП теряется практически полностью, судно резко тормозится, испытывая перегрузки, близкие к критическим для его элементов или даже превышающие их.
Отметим следующий, важный, на наш взгляд, факт. Моделирование режимов малых ходовых углов по укороченной модели, без учета движения воздуха в нагнетательном тракте, дает весьма высокие значения аэрогидродинамического качества, К « 20^30 единиц. Потребные расходы воздуха в ВП для обеспечения этих режимов также оказываются весьма большими и, по-видимому, нереальными для СВП. Вместе с тем реализация устойчивых режимов движения на малых углах дифферента с реальными расходами нагнетателей представляется вполне возможной путем изменения некоторых элементов аэрогид-родинамической компоновки СВП.
Об адекватности вычислительного эксперимента результатам натурных испытаний СВП
Вычислительные аэрогидродинамические эксперименты применительно к СВП проводились
в части изучения движительного маршевого комплекса [2], нагнетательного комплекса с вентиляторами центробежного типа [3], нагнетательного комплекса с осевыми вентиляторами, а также взаимодействия ВП с элементами компоновки и границей раздела воздух - вода. К настоящему времени накоплены материалы по результатам натурных испытаний СВП, позволяющие сделать некоторые выводы о достоверности вычислительных экспериментов.
1. Результаты вычислительных экспериментов по эффективной тяге движителей, работающих как в составе всей аэрогидродинамиче-ской компоновки, так и в составе только движи-тельного комплекса «кольцевая насадка - пилоны - винт», сравнивались с силой тяги, дина-мометрируемой в процессе швартовных испытаний СВП пр. А-32 «Путейский» и СВП пр. А-48 «Капитан Пудичев». Сопоставление результатов при различных оборотах двигателей показывает, что величины сил тяги, определяемые в вычислительных экспериментах [2], на 5^10% ниже соответствующих значений, полученных в ходе швартовных испытаний. Вместе с тем вычислительный эксперимент удачно схватывает конструктивные изменения, вносимые в движи-тельный комплекс. В частности, установка системы дополнительных пилонов на входе в кольцевую насадку для пр. А-48 снижает силу тяги как в вычислительном, так и в натурном эксперименте приблизительно на 1000 Н при максимальных оборотах двигателей.
2. Результаты вычислительных экспериментов по определению расходно-напорной характеристики нагнетательного комплекса с центробежными вентиляторами [3] сравнивались с соответствующими результатами швартовных испытаний ряда вариантов нагнетательного комплекса СВП «Путейский» и СВП «Капитан Пудичев». На рис. 6а сопоставлены расходнонапорные характеристики, определенные в вы-
а)
<2, м3/с
числительных экспериментах и швартовных испытаниях СВП пр. А-8. Как видно, тенденции натурной расходно-напорной характеристики схватываются вычислительным экспериментом полностью. В то же время давления в ВП по результатам вычислительных экспериментов ниже натурных давлений, причем величина этого рассогласования оказывается систематической для различных оборотов рабочего колеса вентилятора и различных зазоров, устанавливаемых для истечения воздуха из ВП в вычислительных и натурных экспериментах. Отметим, что вычислительный эксперимент весьма удачно схватывает различные конструктивные изменения трассы нагнетателя, изменения профилировки лопастей колеса, на которые указывается в [3].
Для выявления причин системного рассогласования результатов математического моделирования и натурного эксперимента неоднократно ставились дополнительные методические вычислительные эксперименты. Эти эксперименты включали в себя изменение некоторых математических процедур в алгоритме решения задачи, смену модели турбулентности и некоторых ее параметров, изменение топологии и точности сеточной модели, исследование влияния на результат расположения интерфейсов обращенного окружного движения воздуха. Значимых изменений в исследуемый результат этот цикл вычислительных экспериментов не внес -результаты моделирования по расходно-напорной характеристике оказались весьма стабильными. Также дополнительно были проведены контрольные натурные испытания, которые подтвердили полученную первоначально натурную расходно-напорную характеристику. К настоящему времени основной версией системного рассогласования результатов является версия относительно низкой точности сеточной модели, которая может быть реализована на распо-
б)
2, м3/с
Рис. 6. Результаты натурных испытаний (1) и вычислительных экспериментов (2) по определению расходнонапорных характеристик вентиляторов СВП пр. А-8 (а) и пр. А-48 (б)
лагаемые вычислительные мощностж с учетом весьма сложной геометрии и внутренней аэродинамики нагнетательного тракта СВП пр. Л-32 и Л-48.
3. Результаты вычислительные экспериментов по определению расxодно-напорной xарак-теристики нагнетательного комплекса с осевыми вентиляторами и результаты швартовные испытаний СВП пр. Л-48 «Капитан Пудичев» представлены на рис. бб. Степень соответствия результатов вполне достаточна для применения методологии вычислительного эксперимента на различные стадияx проектирования нагнетательного комплекса СВП с осевыми вентиляторами.
4. Результаты математического моделирования аэрогидродинамики несущего комплекса СВП сопоставлялись с результатами xодовыx натурные испытаний СВП опосредованно, в основном через скоростные xарактеристики и давления в ВП. Углы дифферента сравнивались только по тенденции ж изменения в связи с низкой точностью штатной судовой системы определения угла дифферента. Определение в натурные испытанияx xодовыx углов дифферента через изменение уровня воды в системе трубок не дало надежного результата. Более информативной оказалась киносъемка водного потока вблизи СВП, производимая с катера, движущегося параллельным курсом.
Деформации поверxности воды вблизи СВП пр. Л-8 и Л-48, волновые картины, смоченные поверxности баллонетов в натурные xодовьe испытанияx и вычислительные эксперимешж наxодятся в качественном соответствии не только на xодовьe режимаx, соответствyющиx числам Фруда по объемному водоизмещению FrV = 2.5^5.5, но и на режимаx выxода на ВП FrV = 1.5^1.7. При числаx Фруда FrV < 1.5 математическое моделирование не проводилось.
С практической количественной стороны достоверность вычислительные экспериментов подтверждается следующими зафиксированными результатами.
4.1. Математическое моделирование, проведенное для СВП пр. Л-32, показало, что кормовая часть центрального баллонета оказывается в области положительные скосов потока воды и замывается. Было принято решение о подъеме центрального баллонета на величину, рекомендуемую результатами вычислительного эксперимента. После модификации крейсерская скорость СВП «Путейский» возросла примерно на 10 км/час; после же реализации всего комплекса рекомендаций вычислительные экспериментов, включающж в себя помимо подъема центрального баллонета изменение профилировки лопа-
стей рабочего колеса вентиляторов и геометрии трасс нагнетателей, максимальная зафиксированная скорость СВП «Путейский» возросла с 68 км/час до 90 км/час.
4.2. Методами выгаислительного эксперимента быш проработан вариант аэрогидродина-мической компоновки СВП пр. А-8 с новой системой интерцепторов на боковые баллонетах. Система интерцепторов состоит из семейства полиуретановых пластин, наклеенных в определенных зонах баллонетов ортогонально их поверхности. Целью проработки являлось уменьшение негативного влияния эффектов разрежения в кормовой части баллонетов. Экспериментальное СВП пр. А-5 «Хивус-224» с новой системой интерцепторов показало на испытаниях максимальную скорость 80 км/час, что примерно на 20 км/час выше скорости серийных СВП пр. А-5. При этом характеристики управляемости экспериментального СВП существенно выше характеристик серийных СВП указанного проекта, что косвенно свидетельствует о предсказанном вычислительными экспериментами уменышении замыва кормовой части баллонетов и величины топящей силы.
Выводы
1. Разработана методика вычислительного эксперимента, ориентированного на изучение аэрогидродинамики СВП. Методика позволяет моделировать влияние различных конструктивных факторов на несущие качества СВП и сопротивление его движению, определять смоченную поверхность элементов СВП, исследовать вклад отдельных составляющих элементов компоновки СВП на аэрогидродинамические силы и моменты с учетом интерференции. Методика реализована на базе программного комплекса ANSYS CFX.
2. Применение разработанной методики позволило детально исследовать поля скоростей и давлений, геометрию границы раздела «вода -воздух» при движении СВП на крейсерских режимах.
3. Прямое и косвенное сопоставление результатов выгаислительных и натурные физических экспериментов свидетельствует о возможности применения разработанной методики на различные стадиях проектирования. Методика, базирующаяся на программном комплексе ANSYS СКХ, удачно схватывает основные моменты протекающих аэрогидродинамических процессов, а сам программный комплекс, по-видимому, может быть успешно использован и в других задачах скоростного судостроения. Объ-
емы и мощности выгаислительнык систем, по-требныгс для решения проектных задач аэрогидродинамики, оказываются вполне разумными для проектантов-производителей СВП.
Список литературы
1. Флетчер К. Вычислительные методы в динамике жидкостей. Т. 1, 2. М.: Мир, 1991.
2. Дербенев С.Г., Кальясов П.С., Любимов А.К. Математическое моделирование взаимодействия маршевого винта с элементами аэродинамической компоновки судна на воздушной подушке. Анализ
аварий движительного комплекса СВП пр. А-32 // Вестник Нижегородского университета им. Н.И. Лобачевского. 2007. № 4. С. 92-97.
3. Кальясов П.С., Любимов А.К. Математическое моделирование аэродинамики подъемного комплекса судна на воздушной подушке // Вестник Нижегородского университета им. Н.И. Лобачевского. 2008. № 2. С. 122-127.
4. Harlow F.H., Welch J.E. Numerical study of large amplitude free surface motion // Phys. Fluids. 1966. 9. Р. 842-856.
5. Воеводин В.В., Воеводин Вл.В. Параллельные вычисления. СПб.: BHV-Санкт-Петербург, 2004.
DEVELOPMENT AND APPLICATION OF COMPUTER EXPERIMENT METHODS TO STUDY A LOAD-BEARING COMPLEX OF AMPHIBIAN AIR-CUSHION VEHICLES
P.S. Kalyasov, A.K. Lyubimov, V.V. Shabarov, A.K. Yakimov
A computer experiment procedure has been presented aiming at the study of the air-cushion vehicle (ACV) fluid dynamics. The procedure makes it possible to determine fluid dynamic loads acting on ACV complex elements including their interference, the shape of air-water interface, and wetted surface of ACV elements. Computer experiment results have been presented, which help to understand the mechanisms of some negative fluid dynamic effects at ACV cruising regimes. Direct and indirect comparisons have been given of computer experiment results and full-scale tests of ACVs of several projects.
Keywords: air-cushion vehicle, fluid dynamics, computer experiment, wave drug, ANSYS CFX.
