Введение..............................................................4
Глава 1. Поперечная сила на осесимметричных телах, обтекаемых под большими углами атаки.......................................... 8
1.1 Обзор экспериментальных исследований..........................8
1.2 Обзор методов численного моделирования.......................34
1.3 Цели и задачи настоящих исследований.........................48
Глава 2. Экспериментальное исследование поперечной силы при обтекании тел вращения под углом атаки..............................51
2.1 Описание экспериментальной установки........................51
2.2 Подготовка и проведение экспериментов.......................53
2.3 Анализ результатов экспериментов............................56
2.3.1 Модель «конус-цилиндр».................’..................56
2.3.2 Модель «полусфера-цилиндр».........................•......63
2.3.3 Модель «оживал-цилиндр»...................................67
2.3.4 Модели наклонных цилиндров................................69
2.4 Визуализация вихревых структур..............................72
Глава 3. Метод сосредоточенных вихрей в расчетах обтекания
тел ращения.........................................................77
3.1 Общая постановка задачи гидродинамики.......................77
3.2 Зависимости угла отрыва потока от поверхности...............84
3.2.1 Изменение угла отрыва в начале движения.........;.........85
3.2.2 Изменение угла отрыва относительно среднего положения 90
3.3 Модель сосредоточенных вихрей поперечного обтекания •
кругового цилиндра...............................................95
3.4 Модель сосредоточенных вихрей обтекания тел вращения
под углом атаки..................................................99
3.5 Поперечная и нормальная сила сопротивления при обтекании
тел вращения иод углом атаки....................................102
3.5.1 Невихревая составляющая сил..............................102
3.5.2 Вихревая составляющая сил................................108
3.6 Исследование устойчивости симметричного развития
вихрей за круговым цилиндром ...................................112
3.7 Описание вычислительной программы .......................•..116
2
V
Глава 4. Проведение расчетов обтекания тел вращения................121
4.1 Расчет поперечного обтекания кругового цилиндра
методом сосредоточенных вихрей....................................121
4.1.1 Двухвихревая модель обтекания..............................122
4.1.2 Трехвихревая модель обтекания..............................137
4.1.3 Четырехвихревая и пятивихревая модели обтекания '..........138
4.2 Расчет обтекания тела вращения под углом атаки методом сосредоточенных вихрей.........................•..................141
4.2.1 Расчет обтекания модели Ламонта
«оживал-цилиндр» (К=2Е))...................................142
4.2.2 Расчет обтекания модели Ламонта и Ханта «конус-цилиндр» (К=20)...........................................146
Заключение...........................................................148
Список литературы....................................................150
Приложение. Акты о внедрении результатов работы......................158
3
ВВЕДЕНИЕ
Достаточно давно известно, что при обтекании тел вращения под большими углами атаки формируется асимметричная вихревая система. Первоначально это явление интересовало аэродинамиков только из-за возникновения интерференции сходящих с корпуса летательного аппарата вихрей и расположенных вниз по потоку поверхностей оперения. И лишь позднее стало ясно, что формирование асимметричной вихревой системы способно индуцировать значительные по величине асимметричные нагрузки на корпус летательного аппарата даже при нулевом угле скольжения. Результаты экспериментальных исследований показали, что индуцированная такой вихревой системой боковая сила может по величине превосходить нормальную силу. Это в свою очередь вызывает момент рыскания, который может превосходить управляющий момент при полном отклонении руля направления. В частности замечено, что при определенных условиях движения летательного аппарата по крену может произойти внезапное изменение направления индуцированной вихревой системой боковой силы и момента рыскания на противоположное.
Предъявляемые в настоящее время к ракетам и самолетам требования по устойчивости и управляемости на больших углах атаки вынудили к проведению интенсивных исследований явлений, связанных с образованием асимметричной вихревой системы около тел вращения. Изучение довольно большого числа публикуемых работ, посвященных этой тематике, показывает, что проведение экспериментов оказывается не простым делом. Эксперименты в аэродинамических трубах указывают на высокую чувствительность ассиметричных нагрузок к микроасимметрии моделей, значению числа Рейнольдса, числа Маха, турбулентности потока в трубе и т.д. Хотя опубликованные материалы и позволяют обнаружить некоторые закономерности, связанные с рассматриваемым течением, наличие расхождений затрудняет глубокое понимание механизмов наблюдаемых
4
явлений. Первая часть данной диссертационной работы посвящена экспериментальному исследованию поперечной силы. Где устанавливается взаимосвязь между положениями линии отрывов, вихревыми структурами и направлением поперечной силы.
На этапе предварительного проектирования, должны быть известны возможные значения поперечной силы и момента рысканья. Проектировщик должен каким-то способом заранее определить влияние вихрей на характеристики полетного режима. Тогда он сможет принять правильное решение о проведении мероприятий, направленных на устранение неблагоприятных эффектов или уменьшения их влияния до уровня, с которым способна справиться система управления полетом. Для этого требуется понимание происходящих аэродинамических явлений, что необходимо при проведении расчетных работ.
На сегодняшний день в механике жидкости и газа существует большое количество математических методов, начиная от простейших разновидностей метода особенностей и кончая методами, основанными на решении полных уравнений Навье-Стокса. На стадии предварительного проектирования при моделировании вихревого следа за корпусом целесообразно использовать рациональную методику, которая относительно проста в реализации и позволяет получать результаты за приемлемое расчетное время. В связи с этим получили развитие вихревые методы, основанные на невязком моделировании асимметричных вихревых течений. Часть этих методов основана на аналогии с двумерным обтеканием цилиндра, внезапно приведенного в движение. Вторая половина настоящей работы посвящена разработке инженерной расчетной модели, для оценки аэродинамических характеристик тел кругового сечения при больших углах атаки.
Цслыо настоящей работы является описание механизма возникновения поперечной силы при несимметричном развитии вихрей на телах вращения под большими углами атаки, а также разработка расчетной
5
модели на основе существующих методов сосредоточенных (точечных) и дискретных вихрей для определения аэродинамических характеристик тел вращения на больших углах атаки.
Диссертационная работа содержит экспериментальную и теоретическую часть. В экспериментальной части исследуется механизм появления поперечной силы. В теоретической части модифицирован метод точечных вихрей для расчета обтекания тел вращения невязкой несжимаемой жидкостью под углом атаки.
В главе 1 диссертации дан обзор наиболее известных работ по экспериментальному исследованию поперечной силы на осесимметричных телах при больших углах атаки. Приводится обзор имеющихся в литературе методов вычислительного моделирования. На основании проведенного анализа сформулированы основные задачи настоящего исследования.
В главе 2 приводятся результаты экспериментальных работ по измерению поперечной силы, визуализации спектра течения на поверхности моделей и дымовая визуализация вихревых структур. Эксперименты проводились в дозвуковой аэродинамической трубе Самарского государственного аэрокосмического университета. По результатам экспериментов описывается механизм появления поперечной силы.
В главе 3 диссертации представлена модифицированная расчетная схема метода сосредоточенных вихрей применительно к двумерной и трехмерной задачи обтекания осесимметричных тел. Приводятся выводы полуэмпирической зависимости угла отрыва потока от поверхности и расчетных формул сил сопротивления.
В главе 4 проводятся расчеты двумерного обтекания цилиндра методом сосредоточенных вихрей. Проведены расчеты обтекания тел вращения и дается сравнение с экспериментальными результатами.
В Заключении сформулированы основные результаты, полученные в работе, отражающие ее научную новизну и практическую значимость.
6
На защиту выносятся следующие основные положения диссертационной работы, отражающие ее научную новизну:
• описание механизма появления поперечной силы при обтекании тела вращения под большими углами атаки;
• модификация метода сосредоточенных вихрей для расчета обтекания осесимметричных тел под большими углами атаки;
• вывод полуэмпирических зависимостей точек отрыва по времени и применение этих зависимостей в модифицированном методе точечных вихрей;
• расчетная программа, реализующая модифицированный метод точечных вихрей;
• результаты вычислительных экспериментов по исследованию аэродинамики тел вращения на больших углах атаки.
Практическая значимость работы заключается в том, что модифицированная модель сосредоточенных вихрей вместе с полузмпирическими зависимостями линий отрывов позволяет рассчитывать аэродинамические характеристики тел вращения на больших углах атаки. Полученные полуэмпирические зависимости линий отрывов применимы и при расчетах аэродинамических характеристик методом дискретных вихрей.
Основное содержание диссертационной работы опубликованы в рекомендуемых ВАК журналах: «Известия вузов. Авиационная техника» в 2003 и в 2005 г. [6,7], «Вестник СГАУ» в 2008 г. [8].
Основные результаты работ докладывались на 5-х научных чтениях памяти М.К.Тихонравова по военной космонавтике «Космос и обеспечение безопасности России» в 4 ЦНИИ МО РФ (Юбилейный - 2004 г.); на 5-й международной конференции «Авиация и космоиавтика-2006» в МАИ (Москва - 2006 г.); на научно-технической конференции молодежи «Инновационные разработки - основа создания мирового лидирующего продукта в ракетно-космической отрасли» в ГНП РКЦ «ЦСКБ-Прогресс» (Самара - 2007 г.).
7
ГЛАВА І
ПОПЕРЕЧНАЯ СИЛА НА ОСЕСИММЕТРИЧНЫХ ТЕЛАХ, ОБТЕКАЕМЫХ ПОД БОЛЬШИМИ УГЛАМИ АТАКИ
1.1 Обзор экспериментальных исследований
Обтекание тел вращения. Проблема поперечной силы на осесимметричных телах исследуется уже более 50 лет. Причина большого интереса в исследовании несимметричных аэродинамических характеристик связана с управлением ракетами и истребителями на больших углах атаки. Асимметричный вихревой след за носком тела может сгенерировать большую поперечную силу и момент рыскания. Результаты экспериментальных исследований показывают, что индуцируемая, такой вихревой системой поперечная сила сопоставима по величине с нормальной силой. Эффективным средством уменьшения боковой силы является установка ребер на носовой части корпуса или изменения ее формы для создания более симметричной вихревой структуры. Большое число работ по
і
аэродинамике ракет на больших углах атаки представлены в книгах [14,24,25]. В последние годы появились обзорные статьи [37,79] на тему поперечной силы на больших углах атаки.
Схема развития течения на осесимметричных телах была исследована многочисленными экспериментами, согласно которым выделено четыре режима, наблюдающихся при изменении угла атаки от 0 до 90°:
- при достаточно малых углах атаки (до 10°) осевая составляющая потока преобладает, и течение имеет присоединенный характер. Если тело вращения имеет затупленную носовую часть и резкий стык носовой части с корпусом, это приводит к образованию на стороне разрежения толстого иоіраничного слоя и его отрыв;
8
в диапазоне угла атаки от 10° до 30° структура оторвавшегося течения на подветренной стороне тел представляет собой симметричные вихри;
устойчивая асимметричная вихревая картина появляется при средних значениях угла атаки (30°<а<60°). Это сопровождается появлением поперечной силы на теле;
- при углах атаки более 60° вихревой след становиться нестационарным, и отмечается классическая вихревая картина Кармана.
Экспериментальное определение индуцированных вихревой системой поперечной силы является весьма сложной задачей из-за высокого уровня чувствительности аэродинамических характеристик к значению числа Рейнольдса, микроасимметрии ракеты, возмущения набегающего потока. Как отмечается в исследованиях, для того чтобы убедиться в правильности определения значений поперечной силы в конкретном трубном эксперименте, модель необходимо продуть во всем диапазоне угла крена. Вихревая картина зависит от формы и удлинения носовой части.
Для исследования течения около тел вращения на больших углах атаки применяются различные методы визуализации [24]. Известей ряд методов визуализации течения в аэродинамическом следе около тела, обтекаемого под большим углом атаки, и течения вблизи поверхности тела. Для визуализации поверхностных линий тока и обнаружения отрывных зон используют масляные или сублимирующие покрытия [4], а также прикрепляемые к поверхности шелковинки. При малых скоростях для визуализации вихревых течений применяется дым, а при больших скоростях - паровой экран или прибор Теплера. В гидродинамических трубах визуализация вихревых структур в окрестности обтекаемой модели осуществляется, например, с помощью флуоресцентной, краски, инжектируемой через отверстия на поверхности модели или через полые иглы, расположенные выше по потоку от модели и лазерного ножа.
9
Приведем обзор наиболее известных публикаций, касающихся экспериментального исследования поперечной силы на осесимметричных телах на больших углах атаки.
Одной из первых работ, по комплексному исследованию вихревой картины на тонких телах вращения (Г) = 10.2, 12.7 мм) большого удлинения (23, 250) до углов атаки 40°, является работа Томсона и Моррисона [73] (рисунок 1.1). Эксперименты проводились в сверхзвуковой аэродинамической трубе с размерами сопла 38.10 х 38.10 см. на моделях «конус-цилиндр» с углами раствора конуса 15° и 20° в диапазоне чисел Маха (М) от 0.4 до 2.8. Как показали исследования картины следа методом Теплера и измерением поля давления в следе вихревая картина в основном устойчивая до углов атаки 30°. В диапазоне углов 30° -г 40° вихревой след становиться неустойчивым. Вихревая система колеблется между. двумя устойчивыми конфигурациями. При изменении угла крена носовой части модели вихревая картина принимала одно из положений. Исследователи вихревой след описывают числом Струхаля, который имеет постоянное значение 0.2 для чисел Мс (нормальная составляющая М) до 0.7, а затем линейно растет до значения 0.6 при Мс = 1.6. Замечено что, интенсивности вихрей в следе уменьшаются с увеличением числа Мс.
Эксперименты показали, что след за телом вращения имеет некоторые различия по сравнению с развитием следа за круговым цилиндром, стартовавшим из состояния покоя. Анапиз следа посредством аналогии разгонного течения ведет к числу Струхаля, которое такое же, что и для двумерного кругового цилиндра, но тогда получаются слишком большие интенсивности вихрей. Если пренебречь первыми двумя или гремя вихрями, которые отходят от тела вблизи носа, то оставшиеся вихри ведут себя так, как если бы они были частью отклоненной бесконечной вихревой
10
Рисунок 1.1- Распределение давления в следе за комбинацией «конус-цилиндр» при а=30°. М=1.6, Яес = 5 0x10* [73].
дорожки Кармана. Таким образом, интенсивности и положения первых двух или трех вихрей зависят от формы носовой части, а характеристики более поздних вихрей не зависят от формы носа.
В работе [53] Ламонт и Хант провели эксперименты на дренированных моделях цилиндра с коническими и оживальными носовыми частями в широком диапазоне углов атаки (диаметр моделей 51мм). Эксперименты проводились в аэродинамической трубе Бристольского университета (2.1 м х1.5 м) в диапазоне чисел Рейнольдса от 4.0* 104 до 2.0-105 соответствующем ламинарному отрыву пограничного слоя с корпуса
11
ракеты. Были получены распределенные характеристики тел вращения при различных углах атаки (рисунки 1.2 и 1.3). Безразмерная длина модели была представлена в виде /=(*//?)/#а, для удобства сравнения с изменением
аэродинамических характеристик импульсивно стартовавшего цилиндра по безразмерному времени / = Я (рисунок 1.25)
Рисунок 1.2 - Изменение коэффициентов сил для цилиндра с оживальной носовой частью 4 Я при различных углах атаки. Яе = 1.1- 105 [53]
Рисунок 1.3 - Изменение коэффициентов сил для цилиндра с оживальной носовой частью 6Я при различных углах атаки. Яе = 1.1- 10 ' [53]
12
Как показали эти эксперименты, амплитуда колебаний поперечной силы вдоль тела падает до нуля после трех или четырех полуциклов, тогда как в двумерном течении колебательное распределение не уменьшается. Кроме того, распределение поперечной силы импульсивно стартовавшегося двумерного цилиндра по времени отличается от распределения сил трехмерного обтекания в начальный период времени.
В более поздней работе Ламонта [10] приведены результаты экспериментов по продувкам дренированной модели в 12-футовой аэродинамической трубе Научно-исследовательского центра им. Эймса с уровнем турбулентности потока приблизительно равным 0.05%. Дренированная модель состояла из кругового цилиндра удлинением 4 и оживалыюй носовой части удлинением 2. Диаметр цилиндрической части модели составлял 152.4 мм. Измерения проводились в диапазоне чисел Рейнольдса от 0.2*106 до 4.0*106 при изменении углов атаки от 20 до 90°. Важной особенностью работы является то, что получены данные для различных положений модели по углу крена (от 0 до 350°). По мнению автора лишь посредством анализа измерений при различных положениях модели по крену можно пытаться интерпретировать зависимости аэродинамических характеристик от числа Рейнольдса и угла атаки (рисунок 1.4). При проведении расчетов нормальной и поперечной силы для сравнения были заимствованы максимальные и минимальные зависимости коэффициентов сил из рисунка 1.4.
Установлены две основные особенности возникновения условий несимметричного обтекания. Одна особенность проявляется при ламинарном (Re0 = 0.1-Ю6 ч- 0.2*106) или полностью турбулентном режиме течения (ReD = 2.0*106 ч- 4.0*106) в месте отрыва пограничного слоя от поверхности модели, где отмечается максимальная поперечная сила при обтекании комбинации «оживал-цилинд» под углом атаки 55° (рисунок 1.5).
13
- Киев+380960830922