В ходе математического моделирования обтекания расчетной модели со струей движителя определенно аэродинамические характеристики компоновки с работающим воздушным винтом, определенно влияние режима работы двигателя на аэродинамические характеристики модели.
Моделирование взаимодействия влияния замкнутого параболического крыла ЛА и струи движителя выполнено с помощью методов вычислительной аэродинамики, а именно метода конечных элементов и панельно-вихревого метода симметричных особенностей

Rahmati, Ahmad

Рахмати, Ахмад

Інституційний репозитарій erNAU (Electronic Repository of the National Aviation University)

53 Р о з д і л  2 .   М е х а н і к а   УДК 629.106.14   DOI: http://dx.doi.org/10.20535/2219-380414201676927   Рахмати Ахмад1(Ahmad Rahmati), аспирант,  Д. Н. Зинченко2, к.т.н., доцент МОДЕЛИРОВАНИЕ ВЗАИМОДЕЙСТВИЯ ВЛИЯНИЯ ЗАМКНУТОГО ПАРАБОЛИЧЕСКОГО КРЫЛА ЛА И СТРУИ ДВИЖИТЕЛЯ  In the course of mathematical modeling of flow calculation model with a jet propulsion definitely aerodynamic layout with working propeller definitely influ-ence the operating mode of the engine on the aerodynamic characteristics of the model.  Modeling of the interaction effect of the closed parabolic wing aircraft and jet propulsion is performed using methods of computational aerodynamics, namely the finite element method, and panel-vortex method of symmetrical features.  В ході математичного моделювання обтікання розрахункової моделі зі струменем рушія безумовно аеродинамічні характеристики компонування з працюючим повітряним гвинтом, безумовно вплив режиму роботи двигуна на аеродинамічні характеристики моделі. Моделювання взаємодії впливу замкнутого параболічного крила ЛА і струменя рушія виконано за допомогою методів обчислювальної аеродина-міки, а саме методу скінченних елементів і панельно-вихрового методу симе-тричних особливостей. Введение Качественное определение воздействия обтекания поверхности сложной геометрической формы и струи движителя является достаточно сложной задачей, требующей для своего решения применения инструмента с высокой точностью определения аэродинамических характеристик ком-поновки. На предварительном этапе проектирования для анализа различных компоновочных решения широко применяются методы математического моделирования, позволяющие, совместно с результатами физических экс-периментов [5], (выполненных, как правило, в аэродинамической трубе) получить результат с приемлемой точностью.                                                  1 Национальный технический университет Украини "Киевский политехнический институт",  факультет авиационных и космических систем 2 Национальный технический университет Украини "Киевский политехнический институт",  кафедра приборов и систем управления летательными аппаратами 54 І н ф о р м а ц і й н і  с и с т е м и ,  м е х а н і к а  т а  к е р у в а н н я  В случае разработки принципиально новой компоновки летательного аппарата (ЛА) обычно отсутствует массив экспериментальных данных ближайших аналогов.  В этом случая в практике экспериментального проектирования должны применяться методы, основанных на испытаниях эксперименталь-ных моделей. Специфика проведения экспериментальных работ по проек-тированию новых компоновок в настоящее время состоит либо в отсут-ствии требуемой экспериментальной базы, либо в существенных пробле-мах при доступе исследователя к такой экспериментальной базе, а также в значительной стоимости проведения таких испытаний, включая стоимость изготовления экспериментальной модели. Это обосновывают применение для решения задач проектирования методами испытания с использованием летающих моделей. В этом случае задача определения аэродинамических характеристик любой исследуемой компоновки сводится к проектирова-нию и изготовлению требуемой экспериментальной модели, формирова-нию корректной методики проведения испытаний и обработки результатов экспериментов. Следует отметить, что вся современная аэродинамика изначально основывалась на результатах испытаний моделей, не имевших на момент проведения экспериментов каких  либо аналогов. Постановка задачи В ходе математического моделирования обтекания расчетной модели со струей движителя определить аэродинамические характеристики ком-поновки с работающим воздушным винтом, определить влияние режима работы двигателя на аэродинамические характеристики модели. Методика моделирования  Моделирование взаимодействия влияния замкнутого параболическо-го крыла (ЗПК) ЛА и струи движителя выполнено с помощью методов вы-числительной аэродинамики, а именно метода конечных элемен-тов (МКЭ) [6,  7] и панельно-вихревого метода симметричных особенно-стей (ПВМ) [8, 9].  Для определения применимости указанных вычислительных методов выполнено сравнение полученных результатов для идентичных расчетных условий, приведенных в плане эксперимента.  План эксперимента  Расчетные условия для проведения численного моделирования взаи-модействия влияния ЗПК ЛА и струи движителя представлены ниже в табл. 1. 55 Р о з д і л  2 .   М е х а н і к а   Таблица 1.  План численного эксперимента Скорость потока воздуха, V, м/с Угол атаки, α Коэффициента нагрузки, B Метод ПВМ 50  00 … 450 ∆ α=+10 0…8 ∆B = 1 Метод МКЭ 50 00…450 ∆ α=+10 0…8 ∆B = 1 При проведении моделирования полагается, что поверхность расчет-ной модели находится в симметричном потоке воздуха, плоскость актив-ного сечения струи винтового движителя перпендикулярна оси расчетной модели, скольжение и боковые составляющие скоростей отсутствуют.  Для различных значений угла атаки α выполняется расчетное моде-лирование обтекания с различными значениями коэффициента нагрузки на диск винта В, определяются аэродинамические характеристики компонов-ки. Расчетные модели  Расчетная модель МКЭ Ниже на рис. 1 представлен внешний вид геометрии модели, исполь-зуемой в математическом моделировании обтекания ЗПК с помо-щью МКЭ.  Рис. 1. Расчетная модель ЗПК  В качестве основного решателя системы уравнений МКЭ с приняты-ми допущениями использована программа FLUENT версии 15.0.  Расчетная сетка модели ЗПК, применяемая в программе FLUENT, показана ниже на рис. 2. Расчетная модель ПВМ Расчетная модель, используемая при моделировании обтекания с по-мощью ПВМ[1] представлена ниже на рис.3: 56 І н ф о р м а ц і й н і  с и с т е м и ,  м е х а н і к а  т а  к е р у в а н н я    Рис. 2. Расчетная сетка модели ЗПК    Рис. 3. Расчетная модель ЗПК для ПВМ Результаты моделирования Ниже на рис. 4 – рис. 6 представлена визуализация обтекания рас-четных моделей с различным значением коэффициента В при заданном уг-ле атаки. Моделирование МКЭ    B = 0 B = 2 57 Р о з д і л  2 .   М е х а н і к а     B = 4 B = 6  B = 8 Рис. 4. Распределение скорости ЗПК, при скорость V=50м/с  α= 0 МКЭ    B = 0 B = 2   B = 4 B = 6 58 І н ф о р м а ц і й н і  с и с т е м и ,  м е х а н і к а  т а  к е р у в а н н я   B = 8 Рис. 5. Распределение давление ЗПК, при скорости V=50м/с, α= 0 МКЭ    B = 0 B = 2   B = 4 B = 6 59 Р о з д і л  2 .   М е х а н і к а    B = 8 Рис. 6. Линии тока расчетной модели, при скорости V=50 м/с,  α= 0 МКЭ Моделирование ПВМ Результаты моделирования обтекания ЗПК с помощью панельно-вихревого метода представлены ниже на рис. 7 – рис. 8.   B = 0 B = 2   B = 4 B = 6 60 І н ф о р м а ц і й н і  с и с т е м и ,  м е х а н і к а  т а  к е р у в а н н я   B = 8 диаграмма Ср  Рис. 7. Результаты расчета обтекания ЗПК со струей движителя.  Результат ПВМ. V=50 м/с, α = 00, Re = 1,215*106; M = 0,147   61 Р о з д і л  2 .   М е х а н і к а    диаграмма Ср  Рис. 8. Вихревая пелена ЗПК с учетом струи движителя.  Результат ПВМ. V=50 м/с, α= 00, Re = 1,215*106; M = 0,147 Ниже на рис. 9 – рис. 10 представлены зависимости коэффициента подъемной силы Су от угла атаки α и числа В, определенные с помощью ПВМ и МКЭ.   Рис. 9. ЗПК. Зависимость ( )ПВМyc f   V = 50 м/с; Re  = 1,215*106; M = 0,147; H = 0 СА; 1 – B = 0; 2 – B = 1; 3 – B = 2; 4 – B = 3; 5 – B = 4; 6 – B = 5;  7 – B = 6; 8 – B = 7; 9 – B = 8  62 І н ф о р м а ц і й н і  с и с т е м и ,  м е х а н і к а  т а  к е р у в а н н я   Рис. 10. Зависимость МКЭ (α)SSTcy f  V = 50 м/с; Re = 1,215*106; M = 0,147; H = 0 СА; 1 – B = 0; 2 – B = 1; 3 – B = 2; 4 – B = 3; 5 – B = 4; 6   B = 5;  7 – B = 6; 8 – B = 7; 9 – B = 8 Анализ результатов Ниже на рис. 11 – рис. 12 и табл. 2 представлено отклонение резуль-татов  расчета ПВМ и МКЭ [1, 2, 3, 4, 5] в виде зависимости изменения значения коэффициента подъемной силы ΔСу от угла атаки α и числа В Таблица 2.  Отклонение результатов  расчета ПВМ и МКЭ ΔСу = f(α, В) α ∆Сy  B0 ∆Сy  B1 ∆Сy  B2 ∆Сy  B3 ∆Сy  B4 ∆Сy  B5 ∆Сy  B6 ∆Сy  B7 ∆Сy B8 0 5,31463E-4 0,0664 0,07762 0,24686 0,28195 0,35092 0,46715 0,61143 0,75067 5 0,00195 0,08098 0,10001 0,3134 0,38828 0,50721 0,63167 0,77401 0,96307 10 -0,0018 0,08223 0,11802 0,35986 0,47183 0,61214 0,75346 0,93326 1,12493 15 -0,01196 0,0817 0,26727 0,38206 0,5064 0,64878 0,82274 1,01149 1,22376 20 -0,017 0,0617 0,07 0,3853 0,521 0,669 0,849 1,052 1,2593  63 Р о з д і л  2 .   М е х а н і к а    Рис. 11. Зависимость ПВММКЭ (α)SSTcy f   V = 50 м/с; Re = 1,215*106; M = 0,147; H = 0 СА;  1 – B = 1; 2 – B = 2; 3 – B = 3; 4 – B = 4; 5 – B = 5; 6 – B = 6; 7 – B = 7; 8 – B = 8.   Рис. 12. Зависимость ПВММКЭ (B)SSTCy f   1 - = 0; CY  = 0,0052 + 0,04366 * B + 0,00605 * B2 2 -   = 5;  CY  = – 0,00596 + 0,07261 * B + 0,00588 * B2 3 -   = 10;  CY  = – 0,02053 + 0,09436 * B +0,00609 * B2 4 -   = 15;  CY = – 0,00667 + 0,10672 * B + 0,00564 * B2 5 -   = 20;  CY = – 0,05272 + 0,10568 * B + 0,00745 * B2 64 І н ф о р м а ц і й н і  с и с т е м и ,  м е х а н і к а  т а  к е р у в а н н я  Выводы Анализ представленных зависимостей позволяет сделать следующие выводы:  несущие свойства ЗПК при равной омываемой потоком площади, то есть равном профильном сопротивлении, и отсутствии влияния воз-душного винта практически идентичны;  при работающем воздушном винте ЗПК моделирование обтекания вы-бранными численными методами определило существенное увеличе-ние несущих свойств компоновки,  обусловленное положительной ин-терференцией воздушного винта с верхней поверхностью ЗПК, позво-ляющее более чем в 3 раза увеличить максимальные несущие свойства исследуемой компоновки;  при этом имеет место различное определение влияния струи при ис-пользовании различных численных методов. Так, при В = 8 расхожде-ние в значении коэффициента подъемной силы ПВММКЭSSTCy  при угле атаки α =20º составляет ПВММКЭSSTCy = 1,2593 , что позволяет сделать вывод о необходимости проведения дальнейших исследований;  при увеличении угла атаки исследуемой комбинации зависимости ко-эффициента подъемной силы ЗПК от коэффициента нагрузки на омета-емую винтом площадь смещаются вверх практически эквидистантно, что свидетельствует о том, что вихревая система ЗПК и относительное распределение циркуляции скорости от режима работы двигателя прак-тически не зависят. В дальнейшей работе предполагается выполнить исследование эф-фекта влияния струи работающего винта с помощью летного эксперимента на летающей модели. Список использованной литературы 1. Рахмати А. Расчетная оценка аэродинамических характеристик БпЛА с вертикальным взлетом / А. Рахмати, Д. Н. Зинченко. // Сборник науч-ных трудов Харьковского университета воздушных сил. Выпуск 4(33). – 2012. С. 37–43. 2. Рахмати А. Расчет аэродинамических характеристик гибридной аэро-статических ЛА / А. Рахмати, Д. Н. Зинченко. // Сборник научно-технический НТУУ "КПИ" «Механика гироскопических систем» вы-пуск № 27. – 2014. – С. 102–111. 3. Рахмати А. Ожидаемое улучшение эксплуатационных характеристик ЛА с крыло малого удлинения в несущих свойствах / А. Рахмати, Д. Н. Зинченко. // Сборник научно-технический НТУУ "КПИ" «Меха-ника гироскопических систем» выпуск № 28. – 2014. С. 117–125. 65 Р о з д і л  2 .   М е х а н і к а   4. Рахмати А. Расчетная оценка аэродинамических характеристик за-мкнутой несущей поверхности метод конечных элементов / Ахмад Рахмати // Сборник научно-технический НТУУ "КПИ" «Механика ги-роскопических систем» выпуск № 29. – 2015. С. 76–84. 5. Ahmad Rahmati. Experimental study of aerodynamic characteristics of closed parabolic wing / Ahmad Rahmati, D. N. Zinchenko. // International Collection of scientific proceedings «European Cooperation»  Warsaw, Po-land. Vol 7, № 14. – 2016. – P. 62–71.  6. Maxwell Blair, Jonon Robinson,William A. "A joined-wing flight experi-ment, AFRL–RB–WP–TR–2008. 7. Ferziger J. H., Peric M. Computational methods fluid dynamics. // Springer, 2001. 8. Глушков Н. Н. Применение метода симметричных особенностей для расчета обтекания дозвуковых летательных аппаратов / Н. Н. Глушков, Ю. Л. Инешин, Ю. Н. Свириденко //Учебные записки ЦАГИ, № 1, Том XX.–1989– С. 23–28. 9. Белоцерковский С. М. Моделирование турбулентных струй и следов на основе метода дискретных вихрей / С. М. Белоцерковский, А. С. Гиневский / М.: Физматлит, 1995 г. 365 с.  

Моделирование взаимодействия влияния замкнутого параболического крыла ЛА и струи движителя

Scientific and technical library of the National Aviation University

https://er.nau.edu.ua/bitstream/NAU/24027/1/%d0%a1%d1%82%d0%b0%d1%82%d1%8c%d1%8f%20%20%e2%84%966.pdf

Моделирование взаимодействия влияния замкнутого параболического крыла ЛА и струи движителя

Abstract

Similar works

Full text

Available Versions

Інституційний репозитарій erNAU (Electronic Repository of the National Aviation University)

Scientific and technical library of the National Aviation University