CC BY
56
УДК 533.69.04
ПОВЫШЕНИЕ АДЕКВАТНОСТИ ЧИСЛЕННОГО МОДЕЛИРОВАНИЯ АЭРОДИНАМИКИ ЭЛЕМЕНТОВ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ ПОТОКОМ НЕСЖИМАЕМОЙ ЖИДКОСТИ ПРИ МАЛЫХ ЧИСЛАХ МАХА
© И.О. Бобарика1, И.Н. Гусев2
Иркутский государственный технический университет, 664074, Россия, г. Иркутск, ул. Лермонтова, 83.
Выполнено численное моделирование обтекания крыла конечного размаха с аэродинамическим профилем NACA-2406 потоком несжимаемой жидкости при малых числах Маха. Моделирование выполнялось в программном комплексе FloEFD for Siemens NX 7.5. Полученные результаты сопоставлялись с экспериментальными данными [2] и [3]. Обращено внимание на снижение точности расчётов в [3] при больших углах атаки (>12°). Предположительно частично это явилось следствием недостаточной адекватности расчётной сетки. Выполнена доработка методики построения сетки для больших углов атаки (>12°), что позволило увеличить точность на 5-10% по сравнению с результатами, достигнутыми в [3]. Ил. 8. Табл. 3. Библиогр. 4 назв.
Ключевые слова: аэродинамика; обтекание; крыло конечного размаха; численное моделирование; аэродинамические коэффициенты; конечно-объёмный метод; газодинамический анализ.
INCREASING ADEQUACY OF NUMERICAL SIMULATION OF AIRCRAFT AERODYNAMICS ELEMENTS BY INCOMPRESSIBLE FLOW AT LOW MACH NUMBERS I.O. Bobarika, I.N. Gusev
Irkutsk State Technical University, 83 Lermontov St., Irkutsk, 664074, Russia.
A numerical simulation of the flow about of a finite-span wing with an aerodynamic profile NACA-2406 by the incompressible fluid flow under low Mach numbers is performed in FloEFD for Siemens NX 7.5 software complex. The results obtained are compared with the experimental data [2] and [3]. It is noted that calculation accuracy in [3] decreases at large angles of attack (>12°). Presumably, it partly results from the insufficient adequacy of the calculation grid. The methodology has been finalized for constructing the grid for large angles of attack (>12°). It allowed to improve the accuracy by 5-10% as compared with the results achieved in [3]. 8 figures. 3 sources.
Key words: aerodynamics; flow about; finite-span wing; numerical simulation; aerodynamic coefficients; finite-volume method; gas-dynamic analysis.
В последнее время с развитием вычислительной техники и совершенствованием численных методов всё большее количество экспериментов выполняется в виртуальной среде, что отчасти, облегчает задачу исследователю [4]. Однако вместе с тем более остро стоит проблема обеспечения адекватности и точности получаемых результатов численного моделирования. С этой целью необходимо проводить сравнительный анализ результатов виртуального и физического экспериментов. В области моделирования аэродинамики результаты физических экспериментов ЦАГИ и NACA бесспорно являются эталоном, с которым сравнивают результаты вновь применяемых средств виртуального моделирования, таких, как ANSYS, Flow Vision, FloEFD и т.д.
Ранее, в 2006 г., компанией Digital Marine Technology был выполнен сравнительный анализ чис-
ленного моделирования обтекания крыла конечного размаха с аэродинамическим профилем NACA-2406 потоком несжимаемой жидкости при малых числах Маха в среде Flow Vision с экспериментальными данными NACA [3]. Профиль NACA-2406 (табл. 1, рис. 1) имеет следующие геометрические характеристики:
- относительная толщина с = 0.06;
- относительная вогнутость f = 0.02;
- относительное положение максимальной во-
гнутости Xf = 0.40.
G Ю 2G 3G 4G 5G 6G 7G 8G 9G ^ Рис. 1. Геометрические характеристики профиля NACA-2406
1 Бобарика Игорь Олегович, кандидат технических наук, доцент кафедры самолётостроения и эксплуатации летательных аппаратов, тел.: 89148845679, e-mail: [email protected]
Bobarika Igor, Candidate of technical sciences, Associate Professor of the Department of Aircraft Construction and Maintenance, tel.: 89148845679, e-mail: [email protected]
2Гусев Игорь Николаевич, кандидат технических наук, профессор, зав. кафедрой самолётостроения и эксплуатации летательных аппаратов, тел.: 89148771803, e-mail: [email protected]
Gusev Igor, Candidate of technical sciences, Professor, Head of the Department of Aircraft Construction and Maintenance, tel.: 89148771803, e-mail: [email protected]
Таблица 1
Геометрические характеристики профиля ЫАСА-2406
X У в Ун У ср H
0 0 0 0 0
1,25 1,11 -0,8 0,155 1,91
2,5 1,57 -1,04 0,265 2,61
5 2,28 -1,29 0,495 3,57
7,5 2,81 -1,4 0,705 4,21
10 3,24 -1,45 0,895 4,69
15 3,9 -1,44 1,23 5,34
20 4,37 -1,37 1,5 5,74
25 4,69 -1,25 1,72 5,94
30 4,88 -1,12 1,88 6
40 4,9 -0,9 2 5,8
50 4,6 -0,7 1,95 5,3
60 4,08 -0,49 1,795 4,57
70 3,35 -0,33 1,51 3,68
80 2,44 -0,2 1,12 2,64
90 1,35 -0,11 0,62 1,46
95 0,73 -0,08 0,325 0,84
го расхождения был детально проанализирован процесс моделирования. В частности, большое внимание было уделено построению расчётной сетки. Для оценки возможности увеличения точности инструментами моделирования был выполнен анализ профиля NACA-2406 с помощью программного продукта FloEFD с несколько изменёнными параметрами конечно-объёмной сетки.
Таблица 2
Аэродинамические характеристики профиля ЫАСА-2406
Совпадение коэффициентов имеет место на углах атаки менее 14°, а на промежутке от 14° до 22° наблюдается значительное расхождение данных эксперимента и расчета (рис. 2). Указанный промежуток соответствует углам атаки, на которых происходит развитие отрыва пограничного слоя на верхней поверхности крыла. Для поиска возможных причин тако-
а cy cx
1 2 3
0 0,12 0,006
2 0,29 0,0116
4 0,43 0,02
6 0,58 0,028
8 0,72 0,04
10 0,84 0,06
12 0,92 0,1
1 2 3
14 0,98 0,17
16 1,01 0,23
18 1,06 0,28
20 1 0,34
22 0,98 0,38
Рис. 2. Сравнительный анализ результатов численного моделирования Flow Vision и эксперимента NACA
Физический эксперимент был выполнен в трубе переменной плотности диаметром 1.52 м (критическое число Рейнольдса 150000) на прямоугольной модели крыла размерами 127 х 762 мм (А = 6). Скорость набегающего потока в эксперименте 21.1 м/с, Re = 3120000, М = 0.06. Именно эти параметры и были заданы в качестве исходных для численного моделирования. Геометрия расчетной модели и условия расчета были максимально приближены к условиям физического эксперимента.
При численном моделировании была использована модель несжимаемой жидкости со стандартной к-^ моделью турбулентности.
Расчётная сетка аналогично [3] была сформирована на основе базовой сетки с последующим дополнительным многоуровневым разбиением: на передней кромке профиля; на задней кромке профиля; на концах модели для повышения точности учета индуктивного сопротивления. Однако при построении расчётной сетки был учтён тот факт, что при возрастании угла атаки толщина пограничного слоя на верхней поверхности крыла увеличивается. Кроме того, был учтён и возможный отрыв пограничного слоя на больших углах атаки, что потребовало дополнительного уровня разбиения расчётной сетки в надкрыльевой зоне, в отличие от [3]. Общий вид расчётной сетки в сравнении с [3] представлен на рис. 3. Стоит отметить, что при кажущемся усложнении расчётной сетки
и увеличении числа её ячеек, напротив, удалось сохранить количество ячеек на прежнем уровне за счёт формирования более грубой базовой сетки.
При анализе результатов видно, что при больших углах атаки действительно возникает отрыв пограничного слоя на верхней поверхности крыла (рис. 4) и, как следствие, для корректного отображения распределения полей скоростей и давлений необходимо дополнительное разбиение расчётной сетки в надкрыльевой зоне.
Результаты выполненных расчетов в сравнении с результатами [3] представлены в виде графиков на рис. 5.
Как видно, при больших углах атаки а наблюдается лучшее совпадение результатов, полученных в ИрГТУ с помощью программного продукта FloEFD, с экспериментом. Пик возрастания точности отмечен при а=16°, когда относительная погрешность уменьшается с 14 до 10%.
Результаты расчетов при углах атаки, соответствующих безотрывному обтеканию, уступают по точности результатам, полученным в [3] с помощью программного продукта Flow Vision. Это свидетельствует о том, что для малых углов атаки имеет смысл разбивать сетку, как представлено в [3], так как при том же числе ячеек (конечных объёмов) она проще в построении.
а) б)
Рис. 3. Расчётная сетка Flow Vision (а) и расчетная сетка FloEFD (б)
BE i _ 62* Г Т им Í МН7 i ,с у
- "Щёш
1 — 10197781 1 101873 64 101774 48 10187532 10157815 101476 99 101377 83 1017786« 101178 50 100931 17 i 10083701 Щ 10073784 ей I 10083368 VMHI^H CutPloll contours ^^^^ Surf«» Plot 1 tonlouit ^^^^^
а) б)
Рис. 4. Распределение полей скоростей и давлений при а=4° (а) и а=18° (б)
1,2 1,1 1
0,9 0,8 0,7 0,6 0,5 0,4 0,3 0,2 ОД
]
A С
r «И r
H—1 I—s J
0 2 4 6 8 10 12 14 16 18 20 22 24
Су физический эксперимент NACA -В-Сх физический эксперимент NACA
-±-Су численный эксперимент FloEFD -Н-Сх численный эксперимент FloEFD
-±-Cv численный эксперимент Flow Vision -#-Сх численный эксперимент Flow Vision
Рис. 5. Коэффициенты подъемной силы и силы лобового сопротивления по результатам численного моделирования FloEFD, Flow Vision и эксперимента NACA
Для подтверждения стабильности результатов выполнен сравнительный анализ численного моделирования обтекания крыла конечного размаха с аэродинамическим профилем Gottingen-436 (рис. 6) с экспериментальными данными [2], полученными ЦАГИ.
Физический эксперимент выполнен 11 июля 1931 года в лаборатории ЦАГИ в трубе Т-1 диаметром 3 м с критическим числом Рейнольдса 148000 на прямоугольной модели крыла размерами 300*1500 мм (А=5). Скорость набегающего потока в эксперименте составляла 31,6 м/с, число Рейнольдса Ре=654000, давление р=1 атм. Геометрические характеристики профиля в процентах от хорды и аэродинамические характеристики, полученные в ходе физического эксперимента,
сведены в табл. 3.
Анализ проводился для двух вариантов конечно-объёмной сетки (рис. 7).
Результаты анализа представлены на рис. 8. Так же, как и для профиля NACA-2406, отчетливо видно, что при построении сетки, как показано на рис. 7,б, при углах атаки, соответствующих возникновению отрыва на верхней поверхности крыла, наблюдается лучшее совпадение с экспериментом, чем при построении сетки, как показано на рис. 7,а. Результаты расчетов при углах атаки, соответствующих безотрывному обтеканию, существенно не отличаются, это означает, что формировать сетку для малых углов атаки можно так, как показано на рис. 7,а.
/ -
О 10 20 30 40 50 60 70 80 90 100
Рис. 6. Профиль воШпдеп-436
Таблица 3
Геометрические и аэродинамические характеристики профиля Gottingen-436_
X ув ун а су сх
1 2 3 4 5 6
0 2,50 2,5 0 0,32 0,019
1 2 3 4 5 6
1,25 4,70 1,00 2 0,45 0,025
2,5 5,63 0,51 4 0,59 0,035
5 7,00 0,17 6 0,72 0,049
7,5 8,33 0,05 8 0,85 0,065
10 8,90 0 10 0,98 0,087
15 10,50 0 12 1,1 0,101
20 10,66 0 14 1,21 0,123
30 11,00 0 16 1,29 0,152
40 10,56 0 18 1,31 0,182
50 9,53 0 20 1,29 0,236
60 8,22 0 22 1,23 0,285
70 6,56 0
80 4,60 0
90 2,42 0
95 1,25 0
100 0 0
а) б)
Рис. 7. Расчётная сетка
Су, C.t I.j —
0.8
0.6
1___
j
——""""i
■ ' 5
-*-Сх физический эксперимент ЦДГИ -Су физический эксперимент ЦАГИ
—1— Сх численный энсперимент.вариантэ -«-Су численный эксперимент,вариант а
Сх численный эксперимент,вариант б —Су численный эксперимент, вариант б
Рис. 8. Коэффициенты подъемной силы и силы лобового сопротивления по результатам численного моделирования FloEFD (вариант а, вариант б) и эксперимента ЦАГИ
Результаты данной работы частично были представлены и обсуждались в рамках III Всероссийской научно-технической конференции «Авиация и транспорт Сибири», где было отмечено, что при всём развитии численных методов и средств моделирования принятие решения о формировании каждой конкрет-
ной расчётной модели со всеми её особенностями для исследования конкретных эффектов целиком лежит на исследователе и базируется на понимании им физического смысла исследуемых явлений (процессов) и грамотности в общеинженерном смысле.
Библиографический список
Статья поступила 25.11.2013 г.
1. Лойцянский Л.Г. Механика жидкости и газа. М.: ГИТТЛ, 1957. 254 с.
2. Кравец А.С. Характеристики авиационных профилей. М.: Оборонгиз, 1939.
3. Печенюк А.В. Численное моделирование обтекания крыла конечного размаха с аэродинамическим профилем ИДСД-2406 потоком несжимаемой жидкости при малых чис-
лах Маха. ООО "Digital Marine Technology" http://www.digitalmarine.net/dmt/rus/publ/conf.html. 4. Скоробогатов С.В., Киренчев А.Г. Исследование вибрационных характеристик лопаток ГТД // Электронный научный журнал «Молодежный вестник ИрГТУ». 2012. №3. http://mvestnik.istu.irk.ru
УДК 539.4
ОСОБЕННОСТИ РАСЧЕТА НА ПРОЧНОСТЬ ПОЛОЗКОВОГО ШАССИ ИЗ КОМПОЗИТНЫХ МАТЕРИАЛОВ
© Р.И. Ганиев1, А.В. Зырянов2, Н.С. Сенюшкин3
Уфимский государственный авиационный технический университет, 450077, Россия, г. Уфа, ул. Карла Маркса, 12.
Рассматриваются особенности расчета вертолетного полозкового шасси, выполненного из композиционного материала на основе углепластика. С использованием метода конечных элементов выявлены слабые места конструкции. Предложены рекомендации по проектированию полозковых шасси. Произведена сверка результатов
1Ганиев Ренат Ильвирович, студент, тел.: (347) 2737954, e-mail: [email protected] Ganiev Renat, Student, tel.: (347) 2737954, e-mail: [email protected]
2Зырянов Алексей Викторович, кандидат технических наук, доцент кафедры авиационных двигателей, тел.: (347) 2737954, e-mail: [email protected]
Zyryanov Aleksei, Candidate of technical sciences, Associate Professor of the Department of Aircraft Engines, tel.: (347) 2737954, e-mail: [email protected]
3Сенюшкин Николай Сергеевич, кандидат технических наук, доцент кафедры авиационной теплотехники и теплоэнергетики, тел.: (347) 2737954,e-mail: [email protected]
Senyushkin Nikolai, Candidate of technical sciences, Associate Professor of the Department of Aviation Combustion and Heat-power Engineering, tel.: (347) 2737954,e-mail: [email protected]
