Если у вас возникли сложности с курсовой, контрольной, дипломной, рефератом, отчетом по практике, научно-исследовательской и любой другой работой - мы готовы помочь.
Предоплата всего
Подписываем
Державний аерокосмічний університет імені М.Є. Жуковського
“Харківський авіаційний інститут”
============================================================
ОРЛОВСЬКИЙ Михайло Миколайович
УДК 629.7.016.7
МЕТОДИКА РОЗРАХУНКУ ТА ДОСЛІДЖЕННЯ НЕЛІНІЙНИХ НЕСТАЦІОНАРНИХ АЕРОДИНАМІЧНИХ ХАРАКТЕРИСТИК ТІЛЕСНИХ ПРОФІЛІВ У ВЗАЄМОДІЇ З ТУРБУЛЕНТНИМИ СТРУМИНАМИ
01.02.05 –механіка рідини, газу та плазми
Автореферат
дисертації на здобуття вченого ступеня
кандидата технічних наук
Харків - 1999
Дисертацією є рукопис.
Робота виконана на кафедрі аеродинаміки та динаміки польоту факультету загальної авіаційної підготовки Харківського інституту льотчиків ВПС Міністерства оборони України.
Науковий керівник: - кандидат технічних наук, старший науковий співробітник
Удовенко Володимир Олексійович,
Харківський інститут льотчиків ВПС,
докторант кафедри аеродинаміки та динаміки польоту.
Офіційні опоненти: - доктор технічних наук, доцент
Герасименко Володимир Петрович,
Державний аерокосмічний університет імені
М.Є. Жуковського “ХАІ”,
професор кафедри газотурбінних двигунів та установок.
- кандидат технічних наук, доцент
Турченко Володимир Яковлевич,
Харківський військовий університет,
доцент кафедри аеродинаміки.
Провідна установа: Харківський Державний політехнічний університет,
Міністерство освіти України.
Захист дисертації відбудеться “ 2 ” червня 2000 року о 14 годині на засіданні спеціалізованої вченої ради Д64.062.02 у Державному аерокосмічному університеті ім. М.Є. Жуковського, “ХАІ”,
за адресою: 310070, м. Харків, вул. Чкалова, 17.
З дисертацією можна ознайомитися у бібліотеці Державного аерокосмічного університету ім. М.Є. Жуковського, “ХАІ”.
Автореферат розісланий “ 14 ” грудня 1999 року.
спеціалізованої вченої ради / Незим В.Ю. /
Загальна характеристика роботи
Актуальність досліджень. У теперішній час все більш широке застосування на нових зразках авіаційної техніки (АТ) знаходить використання різноманітних явищ та ефектів, пов'язаних зі струминними течіями, таких як:
Для поліпшення злітно-посадочних характеристик літаків все більш широко застосовуються системи збільшення підйомної сили, що використовують енергію силової установки (СУ), зокрема система обдування верхньої поверхні крила та закрилків реактивною струминою двигуна (система ОВП). Все більш широке розповсюдження знаходять системи управління вектором тяги СУ, використання енергетичних способів управління відривом потоку з поверхні крила. Надто важливою та актуальною є задача вивчення аеродинамічних характеристик (АХ) механізованого крила при обдуванні його струминою від двигуна або повітряного гвинта.
У зв'язку з цим проблема урахування інтерференції струмин з несучими елементами аеродинамічних компонувань виходить на передній план.
Незважаючи на розвиток теоретичних методів розрахунку, поки що не виглядає можливим розрахунковим шляхом визначати АХ літака тілесної схематизації з урахуванням інтерференції окремих елементів та працюючої СУ.
Метою роботи є розробка методики розрахунку нелінійних нестаціонарних АХ тілесних профілів у взаємодії з турбулентною струминою при малих дозвукових швидкостях.
Задачі досліджень:
Метод дослідження. У роботі як метод дослідження нелінійних нестаціонарних АХ тілесних профілів у взаємодії з турбулентною струминою використовується модифікований метод дискретних вихорів (МДВ). Сутність модифікації полягає у тому, що обтічні поверхні та вихрові пелени замінюються подвійними вихровими шарами, що моделюються вихровими осередками, кожний з яких включає в себе пару вихорів з однаковою по модулю та протилежної щодо напряму циркуляцією.
Зв’язок роботи з науковими програмами. Тематика дисертаційних досліджень тісно пов'язана з основними напрямками наукової діяльності ХІЛ ВПС (наказ заступника міністра оборони України –командувача Військово-повітряних сил України №72 від 16.05.97 р.). Результати дисертаційних досліджень представляють практичний інтерес як для розробників серійної АТ (АНТК “Антонов”), так і для проектувальників легких та саморобних ЛА (КБ “Зліт”, АТ “Науково-промисловий сервіс”).
Наукова новизна роботи полягає в тому що:
Достовірність розробленої методики обгрунтовується:
Практична значимість роботи:
Реалізація результатів роботи. Розроблені автором наукові положення реалізовані:
Апробація результатів дисертації. Основні результати дисертаційної роботи доповідалися і обговорювалися:
Публікації. По темі дисертації опубліковано 9 наукових статей, список яких наведений в кінці автореферату. Результати дисертаційних досліджень також опубліковані в тезах I науково-технічної конференції ХІЛ ВПС та звітах про науково-дослідницькі роботи “АЛГОРИТМ-14” та “ПОПРАВКА-1”. Програма розрахунку нелінійних нестаціонарних АХ тілесних профілів з механізацією у взаємодії з турбулентними струминами зареєстрована в фонді алгоритмів і програм ХІЛ ВПС України.
Особистий внесок здобувача. У роботах [1-6, 9], написаних у співавторстві з В.О.Удовенко формулювання проблем та аналіз отриманих результатів проведені спільно. Розробка математичних моделей, вибір розрахункових методів і проведення чисельних досліджень виконані автором особисто.
Структура і обсяг роботи.
Дисертація складається із вступу, чотирьох розділів, висновків, в яких викладені основні результати, отримані в роботі, і списку використаних джерел. Робота містить 150 сторінок машинописного тексту, 90 рисунків на 57 сторінках, 1 таблицю. Загальний обсяг дисертації складає 207 сторінок. Бібліографія містить 129 найменувань.
Зміст роботи
У вступі коротко викладено обгрунтування актуальності теми, сформульована мета дослідження, приведені основні положення дисертаційної роботи, викладена наукова новизна, практична цінність отриманих результатів і короткий зміст роботи за розділами.
Перший розділ містить огляд математичних моделей, що застосовуються при розрахунку дозвукового обтікання тіл та аналіз існуючих способів рішення рівнянь руху, формулювання загальної постановки задачі дослідження.
У підрозділі 1.1 розглянуто напрямки (в рамках моделей Ейлера і Нав’є-Стокса), що сформувалися в практиці чисельного моделювання картин дозвукової течії і підходи до реалізації спрощеного моделювання. З цього робиться висновок, що найбільш ефективною моделлю газу при розрахунку обтікання тіл складної просторової конфігурації є модель, що використовує припущення про потенційність та ізоентропність течії.
Аналіз існуючих методів розрахунку обтікання тіл потоком дозвукового газу показує, що найбільш ефективним, з точки зору найменших затрат машинного часу при задовільній для практичної мети точності отриманих результатів, є метод дискретних особливостей.
Розглядається проблема побудови замкнутих моделей турбулентності у нестисливій рідині для слідів, що утворюються при відривному обтіканні тіл і для нестаціонарних струмин.
У підрозділі 1.2 формулюється загальна постановка задачі дослідження.
Для обліку впливу роботи СУ на зовнішнє обтікання необхідно змоделювати засмоктування зовнішнього потоку у повітрозабірники СУ і наявність в потоці струмин заданого імпульсу. З іншого боку, вектор внутрішньої тяги, тобто сума усіх сил, діючих всередині СУ, залежить від зовнішнього обтікання ЛА.
У роботі ставиться задача створення ММ і методики розрахунку обтікання тілесних компонувань, що дозволить враховувати взаємний вплив зовнішнього обтікання ЛА і роботи його СУ.
Вся внутрішність СУ (Рис.1) моделюється однією поверхнею а (“активним перерізом”).На цій поверхні стрибком можуть змінюватися параметри течії, і через неї задається витрата рідини. Якщо геометрія вхідних і вихідних приладів, витрата модельної та реальної СУ будуть однаковими, а щільність в струмині модельної СУ буде рівною щільності струмини на зрізі реальної СУ, то з теореми імпульсів випливає, що внутрішні тяги обох СУ будуть рівні.
У теперішній час існують способи розрахунку ефективних характеристик СУ. Методика розрахунку оптимізованих характеристик двигуна (В.М.Кобельков, Ю.М.Нечаєв, А.С.Полєв, 1984) дозволяє розраховувати внутрішній тракт двигуна і отримати параметри газу на зрізі сопла. Вхідними параметрами для цієї методики є швидкість, щільність і статичний тиск набігаючого потоку, задана програма управління СУ, положення важеля керування двигуном. Розраховані по цій методиці величина витрати через СУ і щільність струмини на зрізі сопла використовуються як початкові дані при моделюванні роботи СУ.
В задачі вважаються заданими:
Поверхня меж струмини s спільно з су і а ділить всю область течії на дві зони: D - область зовнішньої течії і Ds - область течії в струмині. Течія потенційна всюди, за винятком поверхонь , су, p , s та а. З рівняння нерозривності витікає, що потенціал збурених швидкостей є гармонійною функцією, тобто задовольняє рівнянню Лапласа. Тоді поле тиску в довільній точці простору визначається інтегралом Коші-Лагранжа. Знаючи величину тиску у кожній точці поверхні, можна знайти силу і момент, які діють з боку рідини на тіло. Таким чином, вирішення задачі обтікання зводиться до рішення рівняння Лапласа, яке повинно задовольняти наступним межовим умовам:
Через велику складність розрахунку обтікання ЛА з працюючою СУ в цілому у даній роботі вирішується двовимірна нелінійна нестаціонарна задача обтікання тілесного профілю з механізацією і працюючою СУ. В подальшому припускається узагальнити отриману методику і перейти до розрахунку просторових тілесних компонувань з працюючими двигунами.
У другому розділівводяться системи координат, виводяться основні співвідношення, сформульовані прийняті припущення і обмеження (підрозділ 2.1).
У підрозділі 2.2 викладені основні положення чисельного методу. Записана розрахункова система лінійних алгебраїчних рівнянь чисельного методу для виконання межових умов.
У теперішній час для розрахунку АХ несучих поверхонь широко використовується МДВ (С.М.Білоцерковський, М.І.Нішт, 1978). Сутність цього методу полягає у заміні безперервних вихрових шарів, якими моделюється обтічна поверхня та її вихровий слід, системами дискретних вихорів. Безперервні за часом межові умови , циркуляції, та інші параметри течії при нестаціонарному обтіканні замінюються східчастими їхніми змінами за розрахунковий інтервал безрозмірного часу . Слід відзначити, що у МДВ виконуються усі межові умови, що перераховані вище. При цьому потенційність течії поза поверхонь , су , p , s та а виконується побудовою гідродинамічно замкнутих вихрових систем. Однак, через особливості побудови вихрових схем, у МДВ виявляється, що вихрова модель пелени функціонально пов'язана із вихровою моделлю обтічного тіла. Це, разом з певними перевагами, призводить до потреби розробки індивідуальних вихрових схем для кожного класу задач, що неминуче призводить до створення нової програми розрахунку. З метою подальшого вдосконалення методу, була здійснена модифікація МДВ (В.О.Апаринов, О.В.Дворак, 1986). Сутність модифікації полягає в тому, що обтічні поверхні та вихрові пелени замінюються подвійними вихровими шарами (Л.Г. Лойцянський, 1978), що моделюються замкнутими вихровими рамками із постійною циркуляцією по периметру. Ці рамки можуть бути довільної форми, не мають всередині себе інших рамок та торкаються поміж собою сусідніми сторонами без порожнин та розривів. Таким чином, забезпечується гідродинамічна замкнутість вихрової системи. Для двовимірного випадку вихрові рамки трансформуються у пари нескінченних вихорів з однаковими по абсолютному значенню та протилежними по знаку циркуляціями.
У підрозділі 2.3 розглянуте питання що-до схематизації різноманітних двовимірних компонувань. Запропонований новий спосіб розрахунку обтікання тілесних профілів.
До цього часу досить добре досліджені характеристики тонких профілів, які моделюються тонкими пластинами з урахуванням видуву нескінченно тонкої струмини з задньої крайки чи у взаємодії цих профілів із струминою від двигунів. Проте, при збільшенні відносної товщини профілю понад 6% , розрахункові та експериментальні дані узгоджуються незадовільно. У ряді випадків при обдуванні таких профілів струминами виявляються різноманітні позитивні аеродинамічні ефекти, так зване "прилипання струмини", що веде до затримування відриву потоку і збільшенню аеродинамічної якості, особливо з урахуванням потужної механізації. Усе це примушує моделювати подібні компонування з урахуванням тілесності і кривизни поверхні профілю. В роботі розроблена методика та принципово показана можливість розрахунку двовимірних компонувань по такій схематизації. Для зручності побудови розрахункової вихрової схеми, використовується модульний принцип, у відповідності з яким поверхні схематизується окремими типовими модулями з автономними вихровими системами, а вихрові пелени "підстиковуються" в точках відриву потоку і з'єднуються між собою також у вигляді окремих модулів. Контрольні точки, в яких виконується умова про непротікання, розташовуються в середині між кожною парою вихорів. В якості прикладу наводиться вихрова схема профілю з закрилком і СУ, розташованої під профілем (Рис.2).
Вихрова система профілю (крила нескінченного розмаху) складається з двох поверхонь: верхньої і нижньої, в той час, як вихрова система пластини складається з однієї поверхні. Зовнішні обтічні поверхні двигуна моделюються двома тонкими пластинами. Одержані вихрові системи доповнюються поверхнями вільних вихорів, що сходять з задніх крайок профілів і зовнішніх обтічних поверхонь двигунів, які створюють вихровий слід (вихрову пелену) і турбулентну струмину.
Моделювання вихрового шару на профілі, зовнішніх обтічних поверхнях двигуна, в сліді і струмині здійснюється парами дискретних вихорів. На передніх крайках зовнішніх обтічних поверхонь двигунів (повітрозабірників) розташовується ще одна пара вихорів, циркуляція яких визначається з умови заданої витрати рідини крізь повітрозабірник двигуна. При розгляді чисельного методу відзначимо запропонований спосіб розрахунку тілесних профілів. О.В.Двораком (1986) доведено, що для замкнутої поверхні матриця коефіцієнтів впливу вироджена, більш того, система лінійних алгебраїчних рівнянь (СЛАР), що одержується при математичному запису умови непротікання на жорсткій поверхні в усіх контрольних точках несумісна. Ним же запропонований спосіб рішення цієї задачі шляхом виключення з розгляду однієї вихрової рамки (будь-якої), циркуляція якої вважається тотожно рівною нулю (відповідна контрольна точка при цьому зберігається). Одержана перевизначена СЛАР має єдине рішення i розв’язується за допомогою регуляризуючої змінної (І.К.Лифанов, 1985). Фізичний сенс регуляризуючої змінної, очевидно полягає у тому, що після рішення системи вона подає собою величину похибки в СЛАР і, отож, є однаковою для всіх контрольних точок швидкістю “протікання”. В практичних розрахунках величина цієї швидкості незначна і зменшується при зростанні числа особливостей, моделюючих тіло.
В роботі пропонується інший спосіб виділення єдиного рішення.
По-перше, умову рівності нулю довільної наперед заданої циркуляції замінити умовою рівності нулю суми циркуляцій усіх вихрових пар.
По-друге, необхідно врахувати таку обставину: хоча рішення, що одержане з використанням регуляризуючої змінної і забезпечує достатньо малі швидкості протікання в контрольних точках, тим не менш, поле швидкостей всередині профілю відрізняється від нульового. Зменшити величину цих швидкостей можна завданням усередині профілю додатково певної кількості контрольних точок, у яких вимагається рівність нулю абсолютної швидкості течії.
Вперше подібна методика розрахунку обтікання замкнутих тіл для тривимірного випадку запропонована О.В.Двораком та В.О.Удовенко (1989). Автором ця методика використана для розрахунку обтікання тілесних профілів. Додаткові контрольні точки (в загальному випадку при складній формі профілю їх може бути достатньо велика кількість) розміщуються всередині профілю на відстані, більшій за міру дискретності, від його нижньої та верхньої поверхонь рівномірно по усьому об’єму. Ці дві умови додаються до СЛАР, внаслідок чого одержується перевизначена система. Рішення цієї системи знаходиться за допомогою методу найменших квадратів. Такий спосіб розрахунку обтікання тілесних двовимірних компонувань дозволяє більш точно виконувати граничні умови всередині тіл та розраховувати картину зовнішнього обтікання, у порівнянні з рішенням задачі при використанні регуляризуючої змінної.
У підрозділі 2.4 показана можливість застосування поліноміальних багаточленів для подання стрибка потенціалу, розрахованого в контрольних точках поверхні, у вигляді безперервних функцій.
У підрозділі 2.5 записані рівняння для розрахунку коефіцієнтів аеродинамічного навантаження з використанням функції, яка апроксимує стрибок потенціалу.
У підрозділі 2.6 пропонується новий спосіб побудови траєкторій рідких частинок, які рухаються у просторі. Сутність його полягає в урахуванні нормального та тангенціального прискорень при розрахунку переміщень. Таким чином, траєкторія руху вихору за дискретну міру часу апроксимується дугою кола. Гідністю цього способу є те, що він позбавлений від “викидів” в переміщенні при довільних співвідношеннях між параметрами розрахунку (циркуляції вихору від якого розраховується переміщення, відстані точки до вихору, величини кроку за часом). Проведені дослідження показують що такий спосіб доцільний при розгляді початкових етапів розвитку нестаціонарних течій. В подальшому, при розрахунку прискорення вихра рекомендується не враховувати вплив вихорів, які знаходяться від нього на відстані, більшій двох характерних розмірів.
Третій розділ присвячений перевірці достовірності отриманих результатів та методичним дослідженням, направленим на виявлення можливостей використання розроблених підходів для рішення різноманітних задач.
На основі викладених раніше теоретичних положень розроблена програма розрахунку нелінійних нестаціонарних АХ тілесних профілів з механізацією у взаємодії з турбулентними струминами, характеристика якої надається у підрозділі 3.1.
У підрозділі 3.2 при моделюванні відривного обтікання тонкої пластини і турбулентного сліду за нею достовірність розробленої методики та дієздатність програми розрахунку обгрунтовується:
У підрозділі 3.3 при розрахунку обтікання ізольованих тілесних профілів крила проведені методичні дослідження по вибору оптимальної кількості вихрових осередків і закону їхнього розподілу по поверхні профілю. Найбільш раціональним є використання нерівномірного розподілу дискретних особливостей за законом “косинусу”. Поверхню профілю рекомендується моделювати шестидесяттю (N=60) вихровими осередками. На Рис.4 наводяться результати розрахунку розподілу коефіцієнту тиску по поверхні профілю Д-2-17 при моделюванні його поверхні різною кількістю дискретних вихорів (N=30, N=60 та N=90) та розміщенні їх за законом “ косинусу” при куті атаки =.
При N=30 маємо незадовільну точність щодо розподілу тиску по обом поверхням. Застосування N=90, хоча і незначно збільшує точність розрахунків, але призводить до збільшення часу рахунку, особливо при рішенні нестаціонарних задач з обтікання складних тілесних компонувань. Величина кроку за часом може бути збільшена приблизно в два-три рази у порівнянні з пропонованою раніше (С.М.Білоцерковський, М.І.Нішт, 1978) без істотного погіршення точності.
Запропонований спосіб розрахунку обтікання тілесних аеродинамічних профілів при введенні трьох додаткових контрольних точок всередині профілю дозволяє істотно (приблизно на 50%) знизити швидкості всередині профілю в порівнянні зі швидкостями, отриманими в аналогічних розрахунках, виконаних з використанням регуляризуючої змінної (І.К.Лифанов, 1985), а також більш точно моделювати миттєві поля швидкостей біля поверхні профілю.
Задовільне погодження отриманих результатів розрахунку АХ профілів крила з наявними даними трубних експериментів (Б.А.Ушаков, П.П.Красильщиков, А.К.Волков, А.М.Гржегоржевський, 1940) підтверджує вірогідність розробленої методики.
У підрозділі 3.4 при моделюванні обтікання циліндру достовірність розробленої методики та дієздатність програми розрахунку обгрунтовується:
У підрозділі 3.5 при моделюванні витікання турбулентної струмини у затоплений простір достовірність розробленої методики і дієздатність програми розрахунку обгрунтовується:
У четвертому розділі в підрозділі 4.1 наведені результати розрахунків по дослідженню АХ різноманітних варіантів компонування перерізу крила легкого літака зі щілинною та безщілинною механізацією, виконаного на базі профілю Р-2-14 . Наводяться розподілені та сумарні АХ, миттєві поля швидкостей при безвідривному та відривному обтіканні різних варіантів компонування при схематизації щілинної механізації як тілесним профілем, так і тонкою пластиною (Рис.7). Слід відзначити, що розроблена методика дозволяє більш точно розраховувати підсмоктуючу силу профілів. Раніше, при схематизації профілю тонкою пластиною (у рамках МДВ), підсмоктуюча сила визначалася згідно емпіричним формулам по циркуляції найближчого до передньої крайки приєднаного вихору (С.М.Білоцерковський, Б.К.Скрипач, 1975). При тілесній схематизації подовжня сила визначається безпосереднім інтегруванням по контуру перерізу крила добутку тиску на місцевий кут нахилу контуру профілю. Це дозволяє більш точно розраховувати шарнірні моменти елементів механізації, ніж при схематизації тонкими пластинами. Особливо вигідна тілесна схематизація при розрахунку характеристик щілинної механізації.
Далі в у підрозділі 4.2 наведені результати розрахунків нестаціонарних АХ тілесних компонувань при обдуванні їх поверхні струминою двигуна, досліджується вплив різноманітних геометричних і енергетичних параметрів системи на сумарні і розподілені АХ, а також наводиться вихрова структура течії та миттєві поля швидкостей.
Досліджені питання взаємодії турбулентних струмин від двигунів з поверхнею профілю крила. Результати цих досліджень дозволяють зробити висновок, що найбільш прийнятним, з точки зору збільшення несучих властивостей, є верхнє розташування двигуна відносно крила.
Найбільше значення опору досягається тоді, коли гондола розміщена безпосередньо над або під крилом. При висуванні гондоли з цієї області як вперед, так і за задню крайку крила, опір компонування помітно зменшується.
Збільшення винесення гондол до передньої крайки крила () з 0.6 до 0.9 знижує загальний коефіцієнт опору компонування на 30-40%. Оскільки більше висування гондоли приводить до значних конструктивних труднощів, подальше збільшення параметру для зниження опору інтерференції стає недоцільним.
В діапазоні висоти пілону () збільшення параметру незначно впливає на коефіцієнт опору компонування ”профіль - гондола”.
На основі результатів чисельних експериментів найбільш оптимальними для подібних компонувань є параметри 0.9 і 0.9.
Дослідження показують, що оптимальний кут заклинення гондоли г залежить, головним чином, від кута атаки профілю крила (Рис.8).
На ефективність системи обдування верхньої поверхні крила, в першу чергу, впливають форма і місце розташування сопла, кривизна поверхні механізованого профілю, а також швидкість струмини на зрізі сопла. Ефективність системи, крім того, змінюється в залежності від висоти розташування сопла над поверхнею крила, від значення кута заклинення гондол СУ, а також від положення зрізу сопла відносно задньої крайки крила по хорді. Запропонована методика дозволяє досліджувати вплив вищенаведених параметрів на сумарні і розподілені АХ довільного компонування.
При верхньому розташуванні СУ відносно механізованого крила вдалося змоделювати ефект Коанда, що полягає в тенденції струмини прилягати до криволінійної поверхні і “відстежувати” її внаслідок позитивного радіального градієнту тиску (Рис.9).
При нижньому розташуванні двигуна відносно крила з закрилком поліпшення несучих властивостей компонування можливо внаслідок появи в районі нижньої поверхні зон завихрення. Досліджується вплив зміни зовнішніх форм на АХ ЛА. Розраховується зміна за часом вихрової структури течії, миттєвих полів швидкостей, аеродинамічних коефіцієнтів.
Розроблена методика дозволяє виконувати розрахунки течії ідеальної нестискуємої рідини за виступами і заглибленнями (кавернами) різноманітної форми (рис.10), вивчати пульсації тиску і навантаження на елементах компонувань, результати цих досліджень наведені у підрозділі 4.3.
Основні результати та висновки.
Основний зміст дисертації опубліковано у таких роботах:
Анотація
Орловський М.М. Методика розрахунку та дослідження нелінійних нестаціонарних аеродинамічних характеристик тілесних профілів у взаємодії з турбулентними струминами. –Рукопис.
Дисертація на здобуття вченого ступеня кандидата технічних наук за спеціальністю 01.02.05 - механіка рідини, газу та плазми.- Державний аерокосмічний університет імені М.Є. Жуковського, “ХАІ”;, Харків, 1999.
Дисертація присвячена питанням розробки методики та проведення дослідження що до оцінки впливу струмини від силової установки на аеродинамічні характеристики механізованих тілесних профілів. В роботі як чисельний метод нелінійної аеродинаміки використовується модифікований метод дискретних вихорів. Розроблена методика дозволяє моделювати і розраховувати в нестаціонарній постановці обтікання довільних двовимірних тілесних компонувань з урахуванням інтерференції окремих елементів та працюючої силової установки в області нелінійної зміни аеродинамічних характеристик.
Отримав подальший розвиток спосіб розрахунку обтікання двовимірних компонувань з урахуванням тілесності. Розроблений спосіб апроксимації циркуляції на поверхні тіла, що дозволяє “редискретизовати” чисельне рішення і отримати безперервний розподіл параметрів по несучим поверхням. Пропонується новий спосіб побудови траєкторій часток рідини, що рухаються у просторі. Розроблені рекомендації по дискретизації розрахункової поверхні профілів. Розроблені рекомендації до оптимальних геометричних параметрів, що характеризують положення гондол силової установки відносно перерізу крила.
Ключові слова: аеродинамічні характеристики, тілесний профіль, дискретний вихор, апроксимація циркуляції, турбулентна струмина, силова установка.
Аннотация
Орловский М.Н. Методика расчета и исследование нелинейных нестационарных аэродинамических характеристик телесных профилей во взаимодействии с турбулентными струями. –Рукопись.
Диссертация на соискание ученой степени кандидата технических наук по специальности 01.02.05 - механика жидкости, газа и плазмы. - Государственный аэрокосмический университет им. Н.Е. Жуковского “ХАИ”, Харьков, 1999.
В настоящее время все более широкое применение на новых образцах авиационной техники находит использование различных явлений и эффектов, связанных со струйными течениями. В связи с этим проблема учета интерференции струй с несущими элементами выходит на передний план.
Несмотря на развитие теоретических методов расчета, пока еще не представляется возможным расчетным путем определять аэродинамические характеристики самолета телесной схематизации с учетом интерференции отдельных элементов и работающей силовой установки в области нелинейного изменения аэродинамических характеристик.
Диссертация посвящена вопросам разработки методики и проведению исследований по оценке влияния струи от силовой установки на аэродинамические характеристики механизированных телесных профилей при малых дозвуковых скоростях. В работе в качестве численного метода нелинейной аэродинамики используется модифицированный метод дискретных вихрей. Разработанная методика позволяет моделировать и рассчитывать в нестационарной постановке обтекание произвольных двумерных телесных компоновок с учетом интерференции отдельных элементов и работающей силовой установки в области нелинейного изменения аэродинамических характеристик.
Предложен новый способ расчета обтекания телесных профилей. Суть его состоит в том, что условие отсутствия течения внутри тела выполняется наряду с условием непротекания. Это достигается заданием внутри профиля дополнительных контрольных точек. Получаемая переопределенная система линейных алгебраических уравнений для нахождения неизвестных циркуляций решается методом наименьших квадратов.
Показана возможность применения полиномиальных многочленов для представления скачка потенциала, рассчитанного в контрольных точках поверхности, в виде непрерывных функций. Записаны выражения для расчета коэффициентов аэродинамической нагрузки с использованием функции, аппроксимирующей скачок потенциала. Это позволяет “редискретизировать” численное решение и получить непрерывное распределение параметров по несущей поверхности.
Сущность предлагаемого способа построения траекторий жидких частиц движущихся в пространстве заключается в учете нормальных и тангенциальных ускорений при расчете перемещений. Таким образом, траектории аппроксимируются дугой окружности. Это избавляет от “выбросов” в перемещениях при произвольных соотношениях между параметрами расчета.
Разработаны рекомендации по дискретизации расчетной поверхности профилей. Разработаны рекомендации по выбору оптимальных геометрических параметров, характеризующих положение гондол силовой установки относительно сечения крыла. Исследованы вопросы взаимодействия турбулентных струй от двигателей с поверхностью профиля крыла. Исследуются аэродинамические характеристики профиля со щелевой механизацией, приведены результаты расчетов нестационарных аэродинамических характеристик телесных компоновок при обдуве их поверхности струей двигателя, исследуется влияние различных геометрических и энергетических параметров системы на суммарные и распределенные аэродинамические характеристики, а также приводятся вихревые структуры течения и мгновенные поля скоростей.
Моделирование известных физических эффектов, проведение тестовых расчетов обтекания аэродинамических форм, для которых есть численные решения, а также удовлетворительное согласование результатов расчетов по разработанной методике с расчетными данными других авторов и результатами физических экспериментов позволяют судить о достоверности полученных результатов.
Ключевые слова: аэродинамические характеристики, телесный профиль, дискретный вихрь, аппроксимация циркуляции, турбулентная струя, силовая установка.
Abstract
Orlovskiy М.N. Procedure of calculation of nonlinear and nonstationary aerodynamic characteristics of body profiles in interaction with turbulent streams. –A manuscript.
The dissertation for acquirement of academic degree of the candidate of engineering science in the field of fluid and plasma mechanics (speciality 01.02.05). –State Aerospace University named Zhukovskiy, (Kharkov Aviation Institute), Kharkov, 1999.
Dissertation is devoted to development of procedure and conducting investigations on calculation of power plant stream influence on aerodynamic characteristics of body aerofoils. Modified method of discrete vortexs as a numeral method of nonlinear aerodynamics is used. This procedure makes possible to design and to calculate the streamlining of arbitrary two-measured body configurations taking into account separate elements interference and acting power plant in the area of nonlinear changing of aerodynamic characteristics.
The method of calculation of two-measured configurations stream-liming in accordance to bodylines was developed. The method of approximation of circulation on body surface was worked out. This method makes possible to rediscretizate the numeral solution and to receive non-interrupting distributing of parameters on the lifting surface. Besides, new method of designing of trajectories of liquid particles moved in space was proposed. Recommendations about discretization the calculated profile surfaces was worked out. Recommendations how to choose optimal geometric parameters characterized a position of power plant pods relatively to wing section was worked out.
Key words: aerodynamic characteristics, body aerofoil, discrete vortex, approximation of circulation, turbulent stream, power plant.