Размещено на http://www.allbest.ru/

МІНІСТЕРСТВО ОСВІТИ І НАУКИ УКРАЇНИ

Національний авіаційний університет

Спеціальність 05.07.01 -аеродинаміка та газодинаміка літальних апаратів

УДК 629.735.45

АВТОРЕФЕРАТ

дисертації на здобуття наукового ступеня кандидата технічних наук

МЕТОДИКА ВИЗНАЧЕННЯ АЕРОДИНАМІЧНИХ ХАРАКТЕРИСТИК ДИСКОПОДІБНОГО КРИЛА З КІНЦЕВИМИ АЕРОДИНАМІЧНИМИ ПОВЕРХНЯМИ В ШИРОКОМУ ДІАПАЗОНІ ЗМІНИ КУТА АТАКИ

ЧИГРИН РОМАН

МИКОЛАЙОВИЧ

Київ - 2010

Дисертацією є рукопис.

Робота виконана на кафедрі аеродинаміки і динаміки польоту авіаційного факультету Харківського університету Повітряних Сил ім. Івана Кожедуба.

Науковий керівник:

доктор технічних наук, професор Калкаманов Салім Аюпович, Харківський університет Повітряних Сил, начальник кафедри.

Офіційні опоненти:

доктор технічних наук, професор, професор кафедри аеродинаміки та льотної експлуатації Національного авіаційного університету

Ударцев Євген Павлович;

кандидат технічних наук, старший науковий співробітник, начальник відділу науково-методичного забезпечення супроводження розробок модернізації озброєння і військової техніки Центрального науково-дослідного інституту ОВТ ЗС України

Сушак Михайло Борисович.

Захист дисертації відбудеться “ 5 ” лютого 2010 року о 14.00 годині на засіданні спеціалізованої вченої ради Д 26.062.05 в Національному авіаційному університеті за адресою:

03680, м. Київ - 58, просп. Космонавта Комарова 1, ауд. № 1-105.

З дисертацією можна ознайомитись у бібліотеці Національного авіаційного університету.

Автореферат розіслано “ 5 ” січня 2010 року.

Вчений секретар спеціалізованої вченої ради к.т.н., доцент Є.О. ШКВАР

1. ЗАГАЛЬНА ХАРАКТЕРИСТИКА РОБОТИ

Тенденція розвитку авіації на сучасному етапі характеризується постійним підвищенням вимог до літальних апаратів (ЛА), що розробляються. До перспективних аеродинамічних компоновок ЛА ставляться вимоги забезпечення: потрібної міцності при малій вазі; раціональної об'ємної компоновки; низької радіолокаційної помітності та інші. В зв'язку з цим останнім часом відродилися дослідження літальних апаратів з нетрадиційною компоновкою, наприклад, з круглим або близьким до нього в плані крилом. Проблема розробки і створення літального апарату з крилом малого подовження в Україні на сьогоднішній день мало вивчена, можна відзначити лише деякі дослідження, які проводяться в Національному аерокосмічному університеті “ХАІ” (м. Харків) і Національному авіаційному університеті (м. Київ).

Зв'язок роботи з науковими програмами, планами, темами. Робота виконана на кафедрі аеродинаміки та динаміки польоту авіаційного факультету Харківського університету Повітряних Сил ім. Івана Кожедуба відповідно до напрямів наукових досліджень університету (теми № 48301 / ХУПС - “Підвищення бойової і транспортної ефективності сучасних і перспективних літальних апаратів”, шифр “Модель-202”).

Об'єктом дослідження даної роботи є процес взаємодії дископодібного крила тілесної компоновки з дозвуковим потоком повітря.

Предметом дослідження є аеродинамічні характеристики дископодібного крила з кінцевими аеродинамічними поверхнями в широкому діапазоні зміни кута атаки.

Метою роботи є обґрунтовування раціональних геометричних параметрів кінцевих аеродинамічних поверхонь, що забезпечують дископодібному крилу максимальну аеродинамічну якість з урахуванням впливу особливостей його вихрового обтікання в широкому діапазоні зміни кута атаки, шляхом розвитку і застосування вдосконаленого панельного методу низького порядку

Задачі дослідження, які розв'язані в ході роботи:

1. Проведено порівняльний аналіз та узагальнення результатів досліджень крил малого подовження і обґрунтування напрямку досліджень.

2. Вдосконалено панельний метод низького порядку на основі розробки ефективних квадратурних формул обчислення коефіцієнтів “впливу”.

3. Проведено дослідження спектру обтікання і аеродинамічних характеристик дископодібного крила в широкому діапазоні зміни кута атаки.

4. Отримана оцінка впливу і встановлені закономірності зміни аеродинамічних характеристик дископодібного крила від геометричних параметрів кінцевих аеродинамічних поверхонь в широкому діапазоні зміни кута атаки.

5. Розроблені рекомендації по вибору раціональних геометричних параметрів кінцевих аеродинамічних поверхонь, що забезпечують дископодібному крилу максимальну аеродинамічну якість.

Метод дослідження. Як інструмент дослідження в даній роботі був застосований метод математичного моделювання процесу взаємодії дископодібного крила з суцільним середовищем. Абстрактна модель побудована на положеннях теорії потенціалів в нелінійній нестаціонарній постановці для ідеального середовища. Для виявлення особливостей обтікання дископодібного крила з кінцевими аеродинамічними поверхнями і обґрунтування кінцевих результатів вибору їх геометричних параметрів, були використані експериментальні методи дослідження в аеродинамічній трубі.

Наукова новизна роботи:

1. Отримав подальший розвиток панельний метод низького порядку, в якому для підвищення обчислювальної стійкості і збіжності результатів, розроблені моделі розрахунку коефіцієнтів впливу від потенціалів подвійного і простого шарів.

2. Виявлені особливості фізичної картини обтікання дископодібного крила з кінцевими аеродинамічними поверхнями в широкому діапазоні зміни кута атаки.

3. Вперше встановлені закономірності зміни аеродинамічних характеристик дископодібного крила від геометричних параметрів кінцевих аеродинамічних поверхонь в широкому діапазоні зміни кута атаки.

Практична значимість роботи:

- розроблена методика визначення аеродинамічних характеристик тілесних компоновок, яка володіє підвищеною оперативністю і низькими вимогами до точності завдання початкових даних;

- отримані аеродинамічні характеристики ізольованого дископодібного крила і дископодібного крила з кінцевими аеродинамічними поверхнями в широкому діапазоні зміни кута атаки, які можуть бути використаний при розробці аеродинамічних компоновок літальних апаратів в процесі створення нової і модернізації існуючої авіаційної техніки;

- розроблені рекомендації по вибору раціональних, з умови забезпечення максимальної аеродинамічної якості, геометричних параметрів аеродинамічної компоновки дископодібного крила з кінцевими аеродинамічними поверхнями.

Реалізація результатів роботи. Розроблені автором положення реалізовані:

– в Державному науково-випробувальному центрі Збройних Сил України при виконанні науково-дослідної роботи шифр "НАГЛЯД" у вигляді методики розрахунку нелінійних нестаціонарних аеродинамічних характеристик надлегкого безпілотного літального апарату під час досліджень, направлених на обґрунтування тактико-технічних вимог до безпілотних літальних апаратів різних призначень і формування методики оцінки їх виконання за результатами льотних досліджень;

– в учбовому процесі авіаційного факультету Харківського університету Повітряних Сил, зі спеціальності "Виробництво, технічне обслуговування та ремонт повітряних суден", а саме в дисципліні "Сучасні методи дослідження аеродинаміки та динаміки польоту" в матеріалах лекцій № 10 та №11 (порівняльний аналіз методів гідродинамічних особливостей, чисельна реалізація панельного методу Моріно) і групових занять № 2 і № 4, теми № 4 "Дослідження аеродинамічних характеристик літального апарату методами гідродинамічних особливостей" в комплексі програм розрахунку аеродинамічних характеристик літальних апаратів на ПЕОМ, а також при виконанні кваліфікаційних робіт;

– Харківському університеті Повітряних Сил у формі науково-дослідної роботи “Підвищення бойової і транспортної ефективності сучасних і перспективних літальних апаратів”, шифр “Модель-202” № 48301.

Апробація результатів дисертації. Основні положення методу і результати досліджень доповідалися і отримали позитивну оцінку на:

- семінарах кафедри "Аеродинаміки та динаміки польоту літальних апаратів" ХУПС, Харків, 2003-2009р.;

- семінарах кафедри "Аеродинаміки і льотної експлуатації" Національного авіаційного університету, Київ, 2006, 2008р.;

- міжнародній науково-технічній конференції "Інформаційні технології в авіації" ХІ ВПС, Харків, 2003р.;

- ІІІ науковій конференції молодих вчених ХВУ, Харків, 2003р.;

- міжнародній науково-технічній конференції "Інтегровані комп'ютерні технології в машинобудуванні", НАКУ (ХАЇ), Харків, 2003р.;

- ІV науково-практичній конференції "Сучасний стан, перспективи розробки, виробництва і застосування безпілотних ЛА в Україні", НЦПС ЗСУ, Київ, 2004 р.;

- І, ІІІ, ІV, V науково-технічній конференції ХУПС, Харків, 2005, 20072009 р.;

- ІХ міжнародній науково-технічній конференції "АВІА-2009", Київ, 2009р.

Публікації. Основні результати дисертації опубліковано в 7 статтях, в 8 тезах доповідей та в одній науково-дослідній роботі.

Особистий внесок автора. В роботах, написаних в співавторстві, формулювання проблем, визначення напряму досліджень і аналіз результатів виконано спільно. Розробка основних положень чисельного методу, методичні дослідження і дослідження обтікання і аеродинамічних характеристик дископодібного крила проведені особисто автором.

Структура і об'єм роботи. Дисертаційна робота складається зі вступу, чотирьох розділів, висновків, списку використаних джерел. Робота виконана на 152 сторінках, містить 26 рисунків на 13 сторінках. Список використаних джерел містить 146 найменувань на 16 сторінках.

2. ОСНОВНИЙ ЗМІСТ РОБОТИ

У вступі обґрунтована актуальність роботи, сформульовані мета і задачі дослідження, визначена новизна і практична цінність отриманих результатів, приведені дані про їх апробацію і впровадження.

В першому розділі наведено порівняльний аналіз результатів досліджень, присвячених аеродинамічним компоновкам з крилами малих подовжень, а також аналіз методів визначення аеродинамічних характеристик літальних апаратів і постановка задачі з розробки методики визначення аеродинамічних характеристик дископодібного крила з кінцевими аеродинамічними поверхнями.

Аналіз літальних апаратів з крилами малих подовжень показує, що вони мають ряд переваг з погляду міцності, ваги, малої радіолокаційної помітності тощо. В той же час істотним недоліком крила малого подовження є низька аеродинамічна якість внаслідок великого індуктивного опору, викликаного кінцевими перетіканнями.

Одним з шляхів зниження індуктивного опору крила є застосування кінцевих аеродинамічних поверхонь (КАП). Однак дослідження з вибору раціональних геометричних форм і розмірів КАП, місця їх установки на дископодібне крило (ДК) фактично відсутні.

Аналіз математичних моделей дозвукової течії газу та чисельних методів рівнянь руху газу показує, що для дослідження обтікання ДК з КАП при дозвукових швидкостях найдоцільнішим є метод гідродинамічних особливостей (панельний метод Моріно) заснований на моделі потенційних течій. Проте даному методу властива обчислювальна недетермінованість при розрахунку обтікання тіл що мають порушення гладкості форми та тіл з незначною хвилястістю поверхні або складними геометричними обводами. На основі аналізу математичних методів показана необхідність в розробці методу, що дозволяє оперативно і з достатньою точністю для практичних задач проводити оцінку аеродинамічних характеристик нетрадиційних маловивчених аеродинамічних компоновок.

Розглядається задача про безвідривне стаціонарне - при малих кутах атаки, і про нестаціонарне - при великих кутах атаки, обтіканні тілесного дископодібного крила однорідним потоком газу (рис. 1).

Методика визначення аеродинамічних характеристик (АХ) ДК в широкому діапазоні зміни кута атаки заснована на комплексному застосуванні розрахункового і експериментальних методів. За допомогою експериментальних методів виявляються особливості обтікання дископодібного крила, такі як: поява і розвиток відривної зони на великих кутах атаки; місця сходу вихрової пелени по куту атаки; визначається коефіцієнт тертя при нульовому куті атаки Схо для базової моделі. Далі за допомогою розрахункового методу визначаються розподілені і сумарні АХ.

Для проведення експериментів використовувалися модель ізольованого ДК діаметром 0,16 м і площею 0,081 м2 і моделі крил малого подовження дископодібної форми з КАП та наступними геометричними параметрами (рис. 2): ba = 0,16 м.; Lкр = 0,27 м.; Hкр = 0,02 м. Площа в плані ДК з КАП складала 0,0237 м2, при цьому площа КАП складала 0,0037 м2. При проведенні експериментів в аеродинамічній трубі кут атаки варіювався від -10? до 45?, число Рейнольдса склало 0,2х106- 0,4х106.

Розрахункова складова методики визначення АХ ДК використовується для визначення АХ від сил тиску і базується на теорії потенційних течій, що описує рух ідеальної рідини диференціальним рівнянням (ДР) Лапласа з відомими граничними умовами. Після розрахунку розподілених аеродинамічних навантажень, обчислюються сумарні АХ ДК і уточнюється значення коефіцієнта профільного опору , де: - значення коефіцієнта профільного опору для базової моделі при нульовому куті атаки, яке береться з результатів експериментальних досліджень; ДСXo - поправка, що враховує геометричні відмінності досліджуваної моделі від базової

;

де: ? кількість елементів поверхні що омивається, відповідно базової і досліджуваної моделі; ? коефіцієнт тертя плоскої пластини.

В другому розділі викладена методика розрахунку аеродинамічних характеристик ДК при малих дозвукових швидкостях польоту. Методика заснована на розробленому чисельному методі, який є удосконаленням панельного методу Моріно (ПММ). Наведені результати оцінки обчислювальної ефективності розробленого чисельного методу розрахунку обтікання тіл потоком ідеального нестисливого газу.

Для аналізу потенціальної течії ідеального нестисливого газу використовується інтегральне представлення рішення ДР Лапласа у вигляді суми потенціалів подвійного і простого шарів:

,

де: - скалярна функція потенціалу; , - гранична поверхня та зовнішня нормаль до неї; - відстань від точки інтегрування до точки обчислення .

Інтенсивність простого шару відома з крайової умови на граничній поверхні. При чисельному рішенні інтегрального рівняння (1) поверхня апроксимується сукупністю малих граничних елементів (ГЕ): , а функція - частково-постійною функцією, що приводить до системи лінійних алгебраїчних рівнянь (СЛАР):

,

де ,

- потенціали в центрі ГЕ Gh від, відповідно, подвійного і простого шарів одиничної інтенсивності, рівномірно розподілених по поверхні ГЕ GK ; , - нумерація ГЕ; - відстань від центра ГЕ Gh до точки інтегрування dGK.

Запропоновані в роботах інших авторів (Morino L, Фрейкман В.Г., Головкин М.А., Захарова А.Г., Дворак А.В., Бакалец В.А., Ширий И.И.) квадратурні формули обчислення потенціалів мають низьку точність поблизу граничної поверхні, є громіздкими і містять трансцендентні функції, обчислення яких на ЕОМ вимагає великих витрат часу і подвоєної точності представлення чисел, що призводить до низької обчислювальної ефективності чисельного методу. Пропонується наступний раціональний, з точки зору оперативності і достатньої точності одержаних результатів, алгоритм обчислення однорідного потенціалу подвійного шару, виведений на основі чисельних експериментів:



де: - кут між нормалями до трикутних елементів, утворених при розбитті чотирикутного ГЕ GK діагоналлю (якщо ГЕ GK - трикутний, то ); - радіус вектор, проведений з центру ГЕ Gh в центр GK; i - нумерація додаткових малих ГЕ, утворених при розбитті ГЕ GK двома діагональними відрізками; , де - площа ГЕ GK.

Запропоновані формули обчислення потенціалу подвійного шару вимагають, в порівнянні з відомими формулами в 5 - 20 разів менше часу розрахунку на ЕОМ при обчисленні діагональних елементів матриці СЛАР (2) и в 6 - 7 раз - при обчисленні недіагональних елементів.

Використовуючи зв'язану з одним із квадрантів ГЕ (рис. 3) полярну систему координат (и, с), отримана формула обчислення потенціалу простого шару при :

,

де: - нумерація трикутних елементів, утворених при розбитті Gh двома діагональними відрізками; - кут при вершині (т.О) - го трикутного елемента; - радіус кругового сектору, еквівалентного за площею - му сектору - го трикутного елемента (рис. 4).

Методичні дослідження показали, що похибка обчислення по квадратурній формулі (3) не перевищує 0,01% для ГЕ, що мають форму квадрата. Для граничних елементів, форма яких відрізняється від квадрата, похибка обчислення по квадратурній формулі (3) не перевищує 1,5%.

При (для не сингулярних інтегралів) значення раціонально обчислювати чисельно з розбиттям ГЕ на малі додаткові елементи і усередненням підінтегральної функції. Було встановлено, що кількість малих додаткових елементів повинна бути не менше 8 - в ближньому полі і не менше 4 - в середньому полі. В дальньому полі () потенціал з достатньою точністю обчислюється без розбиття ГЕ GK на малі додаткові елементи.

Розроблені алгоритми обчислення однорідного потенціалу подвійного і простого шарів істотно зменшують потрібний час рахунку на ЕОМ і не вимагають подвоєної точності представлення чисел. Результати чисельних розрахунків задовільно узгоджуються з аналітичними рішеннями для еліпсоїдів, з експериментальними даними для крил різних форм в плані і подовжень.

Для оцінки стійкості рішення вдосконаленого панельного методу низького порядку були проведені порівняльні розрахунки обтікання тіл, що мають порушення гладкості форми і тіл з незначною хвилястістю поверхні. Обчислювальна детермінованість оцінювалася величиною середньоквадратичного відхилення розподілу тиску по поверхні тіла. При розрахунку обтікання складових тіл обертання панельним методом Моріно (ПММ) середньоквадратичне відхилення коефіцієнта тиску по подовжній осі досягає близько 20% і більше (рис. 5). Для тіл що мають незначну хвилястість поверхні, ПММ дає нестійкий коливальний характер розподілу тиску (рис. 6). Рішення по розробленому методу не має коливального характеру, що не суперечить фізичній суті процесу.

В третьому розділі наведені результати досліджень АХ ізольованого ДК. Розглядається особливості формування вихрової пелени при обтіканні круглої пластини і ДК, проводиться аналіз їх сумарних і розподілених АХ. В розділі також розглянуті особливості виконання умови Кутта-Жуковського на задній крайці кінцевої товщини, наведені рекомендації по вибору профілю для літального апарату з круглим в плані крилом.

Аналіз чисельних моделей обтікання крил потоком ідеальної нестисливої рідини показує, що гранична умова Кутта-Жуковського для крил з кінцевою товщиною задньої кромки вимагає додаткових досліджень. В дисертаційній роботі, при чисельній реалізації умови Кутта-Жуковського на крилі з кінцевою товщиною задньою крайки, зрізаною або закругленою, задня крайка замінюється на гостру з кутом піврозвороту 15°-30°. Далі умова Кутта-Жуковського задається як умова сходу лінії течії по бісектрисі до ,,добудованої гострої задньої крайки” і безперервністю шару диполів що сходить у вільний потік. ,,Добудований контур” хвостової частини не бере участь при розрахунку аеродинамічних навантажень. Чисельне дослідження по описаній методиці постановки умови Кутта-Жуковського для профілів із задньою крайкою кінцевої товщини показали її працездатність при радіусі закруглення до 1% від хорди профілю і при помірних числах Струхаля набігаючого потоку.

В аеродинамічній трубі малих дозвукових швидкостей були проведені дослідження фізичної картини обтікання ДК в широкому діапазоні зміни кута атаки (б = -5?…45?). Візуалізація обтікання здійснювалася за допомогою шовковинок вставлених в ліву половину верхньої поверхні ДК. Також за допомогою шовковинок закріплених на сітці, було досліджено особливості течії в супутньому сліді на видаленні 0,5 хорди від задньої крайки крила. Виявлено, що повітряний потік обтікає поверхню ДК без відриву і без інтенсивних кінцевих перетікань до кутів атаки порядку 20? (рис. 7, 8). Подальше збільшення кута атаки приводить до утворення інтенсивних вихрових джгутів за рахунок сходу пелени з бокових крайок крила. Лінія сходу вихрової пелени починає поступово захоплювати передню крайку крила, проте зриву потоку з верхньої поверхні ДК не спостерігається (рис. 9). При досягненні кута атаки 40 спостерігається різкий інтенсивний відрив потоку з верхньої поверхні досліджуваного крила (рис. 10), що приводить до падіння підйомної сили ізольованого ДК.

Затягування початку інтенсивного відриву потоку до великих кутів атаки на ДК дозволяє затверджувати про можливість застосування розрахункових методів, заснованих на теорії потенційної течії ідеальної рідини, для математичного моделювання обтікання ДК в широкому діапазоні зміни кутів атаки.

За допомогою розробленого чисельного методу було проведено дослідження обтікання ДК потоком ідеальної нестисливої рідини. Для апроксимації поверхні ДК з КАП використовувалося до 1000 панелей, при цьому ітераційний процес за часом, при різних кутах атаки , сходився приблизно на тридцятому розрахунковому кроці. Лінії сходу вихрової пелени були взяті з результатів фізичного моделювання.

Аеродинамічні характеристики ДК істотно відрізняються при великих кутах атаки від аеродинамічних характеристик крил малого подовження прямокутної або трикутної форми в плані, для яких характерне різке зменшення підйомної сили при б > бкр. Підйомна сила тонкого ДК міняється залежно від кута б практично лінійно до =25. Зростання підйомної сили при > 25 відбувається плавно, але з меншим темпом, що говорить про істотний вплив вихрової пелени що сходить з бічних крайок ДК при >25. Максимальне значення аеродинамічної якості тонкого ДК досягається при куті атаки 10, и становить ~5 од. (рис. 11). Отримані розрахунковим шляхом сумарні аеродинамічні характеристики тонкого ДК мають добру збіжність з експериментальними даними (рис. 12)

В четвертому розділі представлені результати досліджень по вибору раціональних геометричних параметрів КАП, що забезпечують мінімальний індуктивний опір ДК. Дослідження проводилися як за допомогою чисельного моделювання на ЕОМ, так і шляхом фізичного моделювання обтікання ДК з різним положенням КАП в аеродинамічній трубі малих дозвукових швидкостей.

В якості змінних геометричних параметрів комбінації “ДК + КАП” були вибрані: стрілоподібність по середній лінії КАП (чкап); відстань від передньої точки крила до точки перетину середньої лінії КАП з контуром крила (Хкап). Досліджувані моделі були поділені на 4 схеми аеродинамічної компоновки (рис. 13):

1. Схема №1 (моделі з КАП зворотної стрілоподібності);

2. Схема №2 (моделі з КАП трапецевидної форми);

3. Схема №3 (моделі з КАП прямої стрілоподібності);

4. Схема №4 (моделі з заднім розташуванням КАП зворотної стрілоподібності).

Дослідження фізичної картини обтікання ДК з КАП (спектру обтікання, а також картини течії за задньою кромкою ДК) виявило схід вихрових джгутів з місць зчленування КАП з ДК і з кромок КАП. Вихровий джгут, що сходить з місця зчленування КАП з контуром ДК, має малу інтенсивність до кутів атаки порядку 20 (рис. 14) і існує окремо від вихору що сходить з бічної крайки КАП. При збільшенні кута атаки >20 спостерігається схід інтенсивного вихрового джгута з місць зчленування КАП з контуром ДК який поглинає вихор що сходить з бічної крайки КАП. Ці вихрові джгути розповсюджуються по задній крайці до лінії симетрії крила (рис. 15).

Відрив потоку на даному крилі наступає при =35°. Виниклий тривимірний відрив примежового шару призводить до утворення вихрових джгутів, що у свою чергу, створює додатковий приріст підйомної сили на великих кутах атаки. При великих кутах атаки відрив потоку у ДК з КАП наступає раніше і не так інтенсивно ніж у ізольованого ДК, що приводить до повільного падіння підйомної сили на даному крилі у відмінності від ізольованого ДК. аеродинамічний дископодібний крило поверхня

Чисельні дослідження показали суттєвий вплив кута стрілоподібності і розташування КАП на АХ ДК. Нижче наведені найбільш характерні результати розрахунків АХ ДК з різними варіантами розташування КАП. Момент тангажа визначався відносно осі ОZ, віддаленої від передньої точки ДК на відстані 0,25 ba.

Аеродинамічна схема №1 дозволяє підвищити максимальну аеродинамічну якість ДК на 35 - 40%. Подальше переміщення КАП зворотної стрілоподібності від передньої крайки призводить до падіння аеродинамічної якості в результаті зростання індуктивного опору (рис. 16 - 18).

Параметри досліджуваних моделей схеми №1:

- модель №1 (чкап = -30?, Хкап = 0,25);

- модель №2 (чкап = -30?, Хкап = 0,3);

- модель №3 (чкап = -30?, Хкап = 0,4).

Сумарні аеродинамічні характеристики моделей аеродинамічної схеми №2 мають схожі значення з моделями аеродинамічної схеми №1. Зміщення КАП на даній схемі від передньої крайки призводить до зростання коефіцієнта лобового опору. Як і у моделей схеми №1 спостерігається незначне зростання коефіцієнта підйомної сили при переміщенні КАП від передньої крайки ДК (рис. 20, 21).

Параметри досліджуваних моделей схеми №2:

- модель №4 (чкап = 0?, Хкап = 0,25);

- модель №5 (чкап = 0?, Хкап = 0,3).

Застосування КАП моделей схеми №2 дозволяє підвищити максимальну аеродинамічну якість ДК всього на 23% (рис. 22).

Виявлено, що застосування кінцевих аеродинамічних поверхонь прямої стрілоподібності (аеродинамічна схема №3) неістотно підвищують максимальну аеродинамічну якість ДК (на 20%) (рис. 26). Не дає бажаного результату і зміщення КАП прямої стрілоподібності до задньої крайки, що ще більше знижує аеродинамічну якість ДК в результаті зростання коефіцієнта лобового опору що пов'язано з утворенням вихорів що сходять з бокових крайок крила і зниження коефіцієнта підйомної сили (рис. 24 - 25).

Параметри досліджуваних моделей схеми №3:

- модель №6 (чкап = 30?, Хкап = 0,3);

- модель №7 (чкап = 30?, Хкап = 0,4).

Встановлення на ДК КАП аеродинамічної схеми №4 дозволяє підвищити максимальну аеродинамічну якість ДК на 30 - 35% (рис. 30). Зміщення КАП зворотної стрілоподібності до задньої крайки призводить до зменшення аеродинамічної якості в результаті зростання коефіцієнта лобового опору (рис. 28, 29).

Параметри досліджуваних моделей схеми №4:

- модель №8 (чкап = -30?, Хкап = 0,5);

- модель №9 (чкап = -30?, Хкап = 0,6);

- модель №10 (чкап = -30?, Хкап = 0,7).

Аналіз коефіцієнта моменту тангажа для ДК з КАП показує достатню сталість в подовжньому каналі даної конструктивної схеми, при заданих параметрах розрахунку. Зміщення КАП до задньої крайки ДК веде до зниження коефіцієнта моменту тангажа mz, що підвищує сталість компоновки, що пропонується(рис. 19, 23, 27, 31).

Проведена оцінка впливу форми в плані і положення подовжньої осі кінцевих аеродинамічних поверхонь на сумарні аеродинамічні характеристики дископодібного крила показала перевагу моделей схеми №1 над моделями інших схем. Тому надалі, для максимального підвищення аеродинамічної якості ДК, було проведене більш глибоке дослідження впливу геометричних параметрів КАП схеми №1 на АХ ДК, які показали, що максимальна аеродинамічна якість на дископодібному крилі досягається на куті атаки 10° при куті стрілоподібності чкап = -30?, і координаті розташування Хкап = 0,25 (рис.32, 33).

Нижче наведені залежності зміни аеродинамічних характеристик дископодібного крила від геометричних параметрів кінцевих аеродинамічних поверхонь для різних кутів атаки.

Кут атаки б	Зміна аеродинамічної якості ДК від кута установки КАП	Точність апроксимації, R2
5°		0,96
10°		0,98
15°		0.97
20°		0.98
25°		0.97
Кут атаки б	Зміна аеродинамічної якості ДК від місця розташування КАП	Точність апроксимації, R2
5°		0.92
10°		0,98
15°		0.98
20°		0.95
25°		0.96

Дослідження показали, що раціональною з погляду забезпечення максимальної аеродинамічної якості компоновкою ЛА з дископодібним крилом є аеродинамічна компоновка з наступними геометричними параметрами чкап = -30?; Хкап = 0,25.

ВИСНОВКИ

В дисертаційній роботі приведено теоретичне узагальнення і нове рішення наукової задачі удосконалення панельного методу низького порядку, яке полягає в розробці моделей розрахунку коефіцієнтів впливу від потенціалів простого і подвійного шарів, які забезпечили стійкість і оперативність методу, що має істотне значення для чисельних досліджень обтікання літальних апаратів і їх окремих елементів потоком ідеального нестисливого газу. Це дозволило провести параметричні дослідження по встановленню ступеня впливу КАП на АХ ДК і визначення раціональних геометричних параметрів КАП для забезпечення максимальної аеродинамічної якості ДК. Результати цих досліджень відкривають подальші перспективи розвитку аеродинамічних схем літальних апаратів нетрадиційних компоновок.

При виконанні дисертаційних досліджень отримані наступні результати.

1. Шляхом чисельно-аналітичного інтегрування по поверхнях плоских елементів, виведені квадратурні формули для сингулярних інтегралів, що входять в елементи матриці СЛАР, які вимагають, в порівнянні з відомими алгоритмами, до 25 разів менше часу обчислення на ЕОМ при тій же точності отриманих результатів.

2. Отримав подальший розвиток панельний метод низького порядку, що використовує різні моделі розрахунку коефіцієнтів впливу на основі розроблених квадратурних формул. Достовірність вдосконаленого чисельного методу забезпечується задовільним узгодженням розрахункових даних автора з експериментальними даними, точними аналітичними рішеннями, відомими розрахунковими даними і теоретичними положеннями інших авторів.

3. Проведені методичні дослідження, які показали переваги запропонованого вдосконаленого методу порівняно з базовим панельним методом низького порядку в забезпеченні обчислювальної детермінованості (усунення нефізичних коливань рішень при незначних - до 5% похибках завдання вхідних даних) і оперативності розрахунків на ЕОМ (час рахунку зменшується на 60 - 80 %).

4. На основі експериментальних досліджень виявлені особливості фізичної картини обтікання ДК в широкому діапазоні зміни кута атаки. Показано, що ДК обтікається без відриву і без інтенсивних кінцевих перетікань до кута атаки ? 20?, відрив потоку на ізольованому ДК спостерігається приблизно при ? 40?, що приводить до різкого падіння підйомної сили ізольованого ДК.

5. Вперше встановлені закономірності зміни аеродинамічних характеристик ДК від геометричних параметрів КАП в широкому діапазоні зміни кута атаки, які показують можливість зменшення кінцевих перетікань і зниження інтенсивності відриву на великих кутах атаки. Найбільший вплив на аеродинамічні характеристики ДК з КАП має координата місця розташування КАП по подовжній осі ДК і кут стрілоподібності КАП. При збільшенні кута стрілоподібності від чкап = -40? до чкап = -30? аеродинамічна якість збільшується з К = 6,65 до К = 8,2.

6. Раціональнішою компоновкою ДК з КАП є аеродинамічна компоновка з кінцевими крильцями, що мають зворотну стрілоподібність і розташовані в передній частині крила (чкап = -30?; Хкап = 0,25).

7. Оцінка радіолокаційної помітності компоновки ,,ДК + КАП показала можливість створення літального апарату з низькою радіолокаційною помітністю. В порівнянні з літальними апаратами традиційної аеродинамічної компоновки показник помітності радіолокації компоновки ,,ДК + КАП в два рази нижче.

Отримані наукові результати можуть бути використаний в науково-дослідних установах Міністерства оборони і організаціях Міністерства промислової політики України при визначенні напрямків модернізації авіаційної техніки, а також при розробці аеродинамічних компоновок літальних апаратів в процесі створення нової і модернізації існуючої авіаційної техніки. Впровадження в практику попереднього проектування методики розрахунку аеродинамічних характеристик тілесних компоновок дозволить зменшити частку натурного експерименту, підвищити точність і оперативність проведення дослідження аеродинамічних характеристик компоновок літальних апаратів і їх елементів.

ПУБЛІКАЦІЇ ЗА ТЕМОЮ ДИСЕРТАЦІЇ

1. Чигрин Р. Н. Методика расчета обтекания дискообразного крыла потоком идеальной жидкости / С. А. Калкаманов, Р. Н. Чигрин // Открытые информационные и компьютерные интегрированные технологи: сб. науч. тр. Нац. аэрокосм. ун-та им. Н.Е. Жуковского “ХАИ”. - Харьков, 2003. - Вып. 21. - С. 63 - 66.

2. Чигрин Р. М. Аеродинамічні компоновки перспективних літаків вертикального зльоту та посадки / М. О. Коваль, С. А. Калкаманов, Р. М. Чигрин // Вопросы проектирования и производства конструкций летательных аппаратов: сб. науч. тр. Нац. аэрокосм. ун-та им. Н.Е. Жуковского “ХАИ”. - Харьков, 2004. - Вып. 36(1). - С. 37 - 42.

3. Чигрин Р. Н. Результаты исследований по повышению аэродинамического качества дискообразного крыла / В. В. Трупкин, Р. Н. Чигрин // Открытые информационные и компьютерные интегрированные технологии: сб. науч. тр. Нац. аэрокосм. ун-та им. Н.Е. Жуковского “ХАИ” - Харьков, 2005. - Вып. 26. - С. 52 - 57.

4. Чигрин Р. Н. Усовершенствование метода возмущенных потенциалов решения задачи обтекания летательного аппарата потоком идеальной несжимаемой жидкости / Р. Н. Чигрин // Вопросы проектирования и производства конструкций летательных аппаратов: сб. науч. тр. Нац. аэрокосм. ун-та им. Н.Е. Жуковского “ХАИ”. - Харьков, 2005. - Вып. 40(1). - С. 139-144.

5. Чигрин Р. Н. К вычислению однородных потенциалов двойного и простого слоя в методах граничных элементов / С. А. Калкаманов, Р. Н. Чигрин, А. Л. Сушко // Інтегровані технології та енергозбереження: щокварт. наук.-практ. журнал НТУ “ХПІ” - Харьков, 2005. - № 1. - С. 21 - 26.

6. Чигрин Р. Н. К физической картине обтекания дискообразного крыла / Р. Н. Чигрин // Вопросы проектирования и производства конструкций летательных аппаратов: сб. науч. тр. Нац. аэрокосм. ун-та им. Н.Е. Жуковского “ХАИ”. - Харьков, 2006. - Вып. 1(44). - С. 100 - 103.

7. Чигрин Р. Н. К вычислению вектора потока в методах граничных элементов / С. А. Калкаманов, Р. Н. Чигрин, В. П. Закурдаев // Открытые информационные и компьютерные интегрированные технологии: сб. науч. тр. Нац. аэрокосм. ун-та им. Н.Е. Жуковского “ХАИ”. - Харьков, 2006. - Вып. 31. - С. 143 - 148.

Основні публікації, в яких додатково викладено зміст дисертації:

1. Чигрин Р. Н. Аэродинамические характеристики дискообразного крыла с концевыми аэродинамическими поверхностями / С. А. Калкаманов, Р. Н. Чигрин // Матеріали конференції. Девята міжнародна науково-технічна конференція "АВІА-2009", (Київ, 21 - 23 вересня 2009 р.). - НАУ, 2009. - Том 2 - С. 15.13 - 15.16.

2. Чигрин Р. М. Дослідження аеродинамічних характеристик дископодібного крила та перспективи його використання в сучасній авіаційній техніці / Р. М. Чигрин // Матеріали конференції. Четверта наукова конференція ХУ ПС, (Харків, 16 - 17 квітня 2008 р.) _ ХУ ПС, 2008. _ С. 53 - 54.

3. Чигрин Р.М. Порівняльний аналіз аеродинамічних характеристик та характеристик радіолокаційної помітності компоновки ЛА нормальної балансувальної схеми та схеми "літаюче крило" з дископодібним крилом / Є. О. Українець, Р. М. Чигрин // Матеріали конференції "Новітні технології - для захисту повітряного простору", п'ята наукова конференція ХУ ПС, (Харків, 15 - 16 квітня 2009 р.) _ ХУ ПС, 2009. _ С. 42.

АННОТАЦИЯ

Чигрин Р.М. Методика определения аэродинамических характеристик дискообразного крыла с концевыми аэродинамическими поверхностями в широком диапазоне изменения угла атаки. - Рукопись.

Диссертация на соискание ученой степени кандидата технических наук по специальности 05.07.01 - аэродинамика и газодинамика летательных аппаратов - Национальный авиационный университет, Киев, 2010.

Диссертация посвящена обоснованию рациональных геометрических параметров концевых аэродинамических поверхностей, обеспечивающих дискообразному крылу максимальное аэродинамическое качество с учетом влияния особенностей их вихревого обтекания в широком диапазоне изменения угла атаки, путем развития и применения усовершенствованного панельного метода низкого порядка.

На основе разработанных квадратурных формул для сингулярных интегралов, входящих в элементы матрицы системы линейных алгебраических уравнений, усовершенствован панельный метод низкого порядка, использующий различные модели расчета коэффициентов влияния от потенциалов простого и двойного слоев. Усовершенствованный метод по сравнению с базовым панельным методом низкого порядка, позволяет обеспечить вычислительную устойчивость и оперативность проведения расчетов на ЭВМ при той же точности получаемых результатов.

Для исследования аэродинамических характеристик дискообразного крыла с концевыми аэродинамическими поверхностями в широком диапазоне изменения углов атаки использовано комбинацию расчетного и экспериментальных методов. На основе экспериментальных исследований выявлены особенности физической картины обтекания дискообразного крыла в широком диапазоне изменения угла атаки и определены коэффициенты трения при нулевом угле атаки Схо для базовых моделей. При помощи расчетного метода проведены исследования распределенных и суммарных аэродинамических характеристик с использованием полученных экспериментальных данных по местоположению линий схода вихревой пелены и значения коэффициента трения для базовых моделей. Выявлено существенное влияние местоположения и угла стреловидности КАП на аэродинамические характеристики дискообразного крыла.

Установлены закономерности изменения суммарных аэродинамических характеристик дискообразного крыла от геометрических параметров концевых аэродинамических поверхностей в широком диапазоне изменения угла атаки, которые показывают возможность уменьшения концевых перетеканий и снижения интенсивности отрыва на больших углах атаки.

Разработаны рекомендации по выбору рациональных, из условия обеспечения максимального аэродинамического качества, геометрических параметров аэродинамической компоновки дискообразного крыла с концевыми аэродинамическими поверхностями.

Ключевые слова: дискообразное крыло, концевые аэродинамические поверхности, панельный метод низкого порядка, потенциалы простого и двойного слоя, аэродинамическое качество.

Чигрин Р.М. Методика визначення аеродинамічних характеристик дископодібного крила з кінцевими аеродинамічними поверхнями в широкому діапазоні зміни кута атаки. - Рукопис.

Дисертація на здобуття наукового ступеня кандидата технічних наук за фахом 05.07.01 - аеродинаміка та газодинаміка літальних апаратів - Національний авіаційний університет, Київ, 2010.

Дисертація присвячена обґрунтуванню раціональних геометричних параметрів кінцевих аеродинамічних поверхонь, що забезпечують дископодібному крилу максимальну аеродинамічну якість з урахуванням впливу особливостей їх вихрового обтікання в широкому діапазоні зміни кута атаки, шляхом розвитку і застосування вдосконаленого панельного методу низького порядку. Вдосконалений панельний метод низького порядку, що використовує різні моделі розрахунку коефіцієнтів впливу від потенціалів простого і подвійного шарів, порівнянні з базовим панельним методом, дозволяє забезпечити обчислювальну стійкість і оперативність проведення розрахунків на ЕОМ при тій же точності отримуваних результатів. За допомогою розрахункового методу проведені дослідження розподілених і сумарних аеродинамічних характеристик з використанням отриманих експериментальних даних по місцеположенню ліній сходу вихрової пелени і значення коефіцієнта тертя для базових моделей.

Встановлені закономірності зміни сумарних аеродинамічних характеристик дископодібного крила від геометричних параметрів кінцевих аеродинамічних поверхонь в широкому діапазоні зміни кута атаки, які показують можливість зменшення кінцевих перетікань і зниження інтенсивності відриву на великих кутах атаки. Розроблені рекомендації по вибору раціональних, з умови забезпечення максимальної аеродинамічної якості, геометричних параметрів аеродинамічної компоновки дископодібного крила з кінцевими аеродинамічними поверхнями.

Ключові слова: дископодібне крило, кінцеві аеродинамічні поверхні, панельний метод низького порядку, потенціали простого і подвійного шару, аеродинамічна якість.

Chigrin R.M. A method of determination of a discoid wing with wing-tip airfoils aerodynamic characteristics in wide range of angle of attack variation. - Manuscript.

Thesis for an engineering sciences candidate degree in sphere of speciality 05.07.01 - aerodynamics and gaseous dynamics of aircrafts. - National Aviation University, Kiev, 2010.

Dissertation is devoted to the rational geometrical parameters of end airfoils basis that provide a discoid wing with maximal aerodynamic lift/drag ratio, taking into account features of influence by leading edge vortex in wide range of angle of attack variation.

The low order panel method that uses different models of calculation of influence coefficients from simple and double layers potentials is improved.

Regularities of change in discoid wing total aerodynamic characteristics with geometrical parameters of wing-tip airfoils in wide range of angles of attack are set, which show possibility of trailing overflow diminishing and decreasing of a stall on large angles of attack.

Recommendations of rational sampling of geometrical parameters of a discoid wing with wing-tip airfoils aerodynamic compound to provide maximum number of lift/drag ratio are established.

Keywords: Discoid wing, wing-tip airfoils, low order panel method, simple and double layer potentials, aerodynamic lift/drag ratio.

Размещено на Allbest.ru