Использование FloEFD для моделирования аэродинамики внешних течений

Аэродинамика внешних течений является важнейшей теоретической основой при разработке аэрокосмической техники и проведения аэродинамических расчетов современных самолетов и других летательных аппаратов. На сегодняшний день значение этой отрасли гидрогазодинамики непрерывно растет ввиду создания нового поколения коммерческих и военных самолетов, а также беспилотных летательных аппаратов. Несомненно, газодинамическое моделирование играет очень важную роль в этой области. Панельный метод предварительной оценки и другие методы используются до сих пор, однако применение газодинамического моделирования позволяет получить более точные результаты и более полную информацию о показателях эффективности транспортных средств на самом раннем этапе проектирования.

Инструмент FloEFD успешно использовался для моделирования внешней аэродинамики в самых разных исследованиях, начиная от аэрофотосъемок и заканчивая моделированием целого самолета во всем физически допустимом диапазоне чисел Рейнольдса, включая дозвуковые, трансзвуковые и сверхзвуковые скорости. По сравнению с традиционным подходом к газодинамическому моделированию, FloEFD позволяет получить гораздо более подробные результаты. В систему встроено несколько дополнительных математических моделей для проведения более детального анализа. Например, в FloEFD есть модель перехода между ламинарным и турбулентным течением, а также новейшая и эффективная модель граничного слоя. FloEFD имеет несколько вариантов визуального отображения результатов, что позволяет исследовать сложную трехмерную структуру потока и представить его аэродинамические параметры в понятной форме.

В данной статье мы рассмотрим две модели самолетов. Первая – исследовательская модель NASA Common Research (далее – NASA CRM) в конфигурации «крыло-корпус-горизонтальное хвостовое оперение», а вторая - российский коммерческий самолет Ту-214. Основная цель исследования состояла в получении аэродинамических характеристик транспортных средств, таких как коэффициенты подъемной силы, коэффициент лобового сопротивления, коэффициент момента тангажа и коэффициент давления, которые затем сравнивались с экспериментальными данными

Сперва рассмотрим моделирование внешних течений на модели NASA CRM в конфигурации «крыло-корпус-горизонтальное хвостовое оперение» и сделаем особый акцент на полученных аэродинамических коэффициентах. Само возникновение открытой модели NASA CRM благодаря заинтересованным сторонам, которые в разное время просили NASA о содействии в разработке современных экспериментальных баз данных, которые послужили бы эталоном для проверки работы программных пакетов для газодинамического моделирования [1]. NASA создали трансзвуковую надкритическую конфигурацию крыльев с отличными аэродинамическими характеристиками и высокой эффективностью в вариантах с кабиной/пилоном или без них. Горизонтальный хвост спроектирован для получения большого числа Маха, а его геометрия подходит под типовые требования к устойчивости и управляемости самолета. Фюзеляж выполнен по типу широкофюзеляжного коммерческого транспортного самолета. На фюзеляже также есть обтекатель крыла и обтекатель для горизонтального хвоста. Модель NASA CRM представлена на рисунке 1

Рисунок 1.Модель NASA CRM

 

Расчеты проводились при следующих параметрах: M = 0.85, P∞ = 201300 Па и T∞ = 210.9 K. Угол атаки изменялся в диапазоне от 0° до 4°. Наилучшие результаты были получены в сетке модели вблизи самолета с некоторыми уточнениями при расчете с помощью технологии Solution Adaptive Refinement (SAR)(Адаптивное уточнение решения), встроенной в FloEFD. Следует обратить внимание на точное разрешение сетки вблизи передней кромки крыла.

 

Коэффициент подъема, поляры, коэффициент момента тангажа и распределение коэффициента давления по хорде на 49,9% полупролета были получены из резульутатов расчетов и эксперимента [2] и представлены на рисунках 2 и 3. Система FloEFD отлично справилась с расчетом коэффициентов подъемной силы и коэффициентом сопротивления в линейной области. Расчет коэффициента момента тангажа показал чуть большие отклонения. Также имеется незначительное расхождение коэффициента Cp между результатами расчета и эксперимента. Распределение давления по траекториями потока, окрашенное пропорционально числу Маха при М = 0.85 и угле атаки 4°, показано на рисунке 4

‍ ‍Рисунок 2.Коэффициент подъема (верхний график) и  поляра (нижний график) модели NASA CRM

 

Рисунок 3.Коэффициент момента тангажа (верхний график) распределение коэффициента давления по хорде на 49,9% полупролета (нижний график) модели NASA CRM

 

 

Рисунок 4.Распределение давления с окрашиванием потока пропорционально числу Маха при M =0.85 и угле атаки 4° модели NASA CRM

 

Далее мы рассмотрим характеристики российского коммерческого самолета Ту-214, разработанного известным российским авиастроительным ОКБ «Туполев» (рис. 5). Этот самолет представляет собой свободнонесущий моноплан, выполненный по классической схеме с низко установленным крылом, хвостовым узлом на фюзеляже и двумя турбореактивными двигателями, установленными на пилонах под крылом.

 

Ту-204/214 разрабатывались как семейство самолетов, в котором предусмотрены пассажирские, грузовые, комбинированные и быстросменные варианты конфигураций. Это семейство относится к четвертому поколению воздушных судов, которые имеют более высокий уровень надежности и топливной эффективности [3]. Для разработки этого семейства самолетов были применены новейшие научно-технические разработки в области аэродинамики, прочности, двигательной техники, материалов, электроники и эргономики

Рисунок 5.Модель российского коммерческого самолета Ту-214

Расчет проводился при следующих параметрах: M = 0.6, P∞ = 101325 Па и T∞ = 288.15 K. Угол атаки варьируется в диапазоне от -3° до 18°. В расчете была учтена работа двигательной установки самолета. Расчеты FloEFD совпадают с данными испытаний самолета Ту-214 в аэродинамической трубе. Сравнение производилось по интегральным параметрам, таким как коэффициент подъема, коэффициенты сопротивления. Все эти параметры сравнивались с экспериментальными данными.

Коэффициент подъема и поляры представлены на рисунке 6. Следует отметить, что хороший расчет предсказание этих коэффициентов, выполненный FloEFD, был получен при рассмотрении числа Маха. Аэродиномическая производная, полученная в FloEFD, также совпала с экспериментом, расходясь примерно на 1.7%.

 

Рисунок 6. Коэффициент подъема (верхний график) и  поляра (нижний график) модели Ту-214 (Экспериментальные данные предоставлены ОКБ «Туполев»)

Распределение коэффициента давления с окрашиванием в FloEFD при M = 0,6 и угле атаки 10° представлено на рисунке 7. Использование технологии LIC позволяет хорошо наблюдать за поведением потока вблизи поверхности самолета.

 

Сравнение измеренных и прогнозируемых значений основных интегральных параметров, таких как коэффициенты подъемной силы, сопротивления и момента тангажа, показывают, что FloEFD подходит для расчетов в исследуемом классе задач и позволяет осуществлять прогнозирование аэродинамических параметров. Следует отметить, что FloEFD напрямую экспортирует данные о давлении и температуре в качестве нагрузок для структурного анализа на структурную сетку в формате NASTRAN, что позволяет менять параметры автоматически, а не вручную

Рисунок 7.Распределение коэффициента давления при M =0.6 и угле атаки 10° на модели Ту-214 (Экспериментальные данные предоставлены ОКБ «Туполев»)
Рисунок 8.Траектории потоков, окрашенные пропорционально числу Маха при M =0.6 и угле атаки 10° на модели Ту-214 (Экспериментальные данные предоставлены ОКБ «Туполев»)

Рекомендуем прочитать

No items found.