КАРТОЧКА ПРОЕКТА,
ПОДДЕРЖАННОГО РОССИЙСКИМ НАУЧНЫМ ФОНДОМ

Информация подготовлена на основании данных из Информационно-аналитической системы РНФ, содержательная часть представлена в авторской редакции. Все права принадлежат авторам, использование или перепечатка материалов допустима только с предварительного согласия авторов.

 

ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ


Номер 21-19-00659

НазваниеНестационарные эффекты в аэродинамике крыла гражданского самолета

РуководительСудаков Виталий Георгиевич, Доктор физико-математических наук

Организация финансирования, регионФедеральное автономное учреждение "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского", Московская обл

Годы выполнения при поддержке РНФ 2021 - 2023 

КонкурсКонкурс 2021 года «Проведение фундаментальных научных исследований и поисковых научных исследований отдельными научными группами»

Область знания, основной код классификатора 09 - Инженерные науки, 09-104 - Движение объектов и аппаратов в различных средах

Ключевые словаНестационарные течения, аэродинамика, крыло, самолет, турбулентные течения

Код ГРНТИ30.17.00


 

ИНФОРМАЦИЯ ИЗ ЗАЯВКИ


Аннотация
В России и за рубежом проведено большое число работ, посвященных улучшению аэродинамических характеристик гражданских самолетов на крейсерских и взлетно-посадочных режимах. Авиационные правила позволяют использовать для этого режимы, которые имеют определенный запас подъемной силы по сравнению с режимами максимальной подъемной силы или по сравнению с режимами начала бафтинга. Однако обтекание летательного аппарата при максимальной подъемной силе и при начале бафтинга является отрывным и принципиально нестационарным. Аэродинамические характеристики при этом могут существенно меняться по времени, что может вести к большим нестационарным нагрузкам на элементы самолета и, как следствие, к повреждению конструкции и другим неблагоприятным эффектам. Моделирование этого нестационарного процесса является на нынешний момент сложной нерешенной задачей. Трудности связаны, в том числе и с тем, что обтекание самолета является турбулентным и происходит при больших числах Рейнольдса. Существующие полуэмпирические модели турбулентности в рамках уравнений Рейнольдса недостаточно хорошо описывают этот процесс. Поэтому для более точного описания турбулентного отрывного обтекания самолета необходимо применять более сложные модели, например, метод моделирования крупных вихрей или гибридные подходы (так называемые вихреразрешающие методы), применение которых для сложных геометрий ограничивается большими компьютерными затратами. Однако рост компьютерных мощностей позволяет надеяться получить в данном проекте новые результаты с использованием сложных моделей турбулентности и сравнить их с результатами в рамках решения уравнений Рейнольдса. Следует отметить, что на симметричной компоновке самолета при больших углах атаки может реализовываться несимметричный отрыв, что ведет к дополнительному моменту крена и другим трудностям, которые необходимо учитывать для безопасной эксплуатации самолета. Это явление хорошо известно для маневренных самолетов с острой носовой частью фюзеляжа и практически не исследовано для магистральных самолетов. Поэтому оно будет рассмотрено в настоящем проекте. С точки зрения обеспечения безопасности полетов необходимо знать поведение самолета при нестационарных изменениях параметров набегающего потока. В частности, при колебаниях угла атаки самолета может наблюдаться гистерезис аэродинамических характеристик. Численное моделирование этого явления для компоновки магистрального самолета пока является сложной неизученной задачей, которая также будет рассматриваться в настоящем проекте. Основная цель проекта – исследовать и научиться моделировать новые нестационарные эффекты в расширенном диапазоне режимов обтекания компоновки гражданского самолета.

Ожидаемые результаты
Проект позволит изучить новые нестационарные эффекты, связанные с нестационарностью обтекания элементов компоновки гражданского самолета. На нынешний момент численное моделирование и экспериментальные исследования в основном проводятся в стационарной постановке. Лишь очень малая часть работ посвящена исследованию нестационарных характеристик. В проекте будет рассматриваться численное моделирование отрывных нестационарных режимов обтекания компоновки самолета при малых скоростях набегающего потока с помощью как вихреразрешающих подходов, так и с помощью более стандартного подхода решения уравнений Рейнольдса. Будет проведено сравнение результатов вихреразрешаюшего подхода с результатами численного моделирования в рамках решения уравнений Рейнольдса с разными полуэмпирическими моделями турбулентности. При этом будут оценены границы применимости моделей для этого типа задач, а также изучен потенциал применения таких методов для современных самолетов. Будут получены и проанализированы нестационарные характеристики обтекания при больших углах атаки и при нестационарном движении. Значимость определяется тем, что развиваемое в проекте направление является ключевым при разработке самолетов гражданской авиации следующего поколения. Изучение нестационарных характеристик необходимо для повышения безопасности полетов самолетов, а также для определения параметров системы управления самолетом. Запланированные результаты проекта будут соответствовать мировому уровню, их планируется опубликовать в ведущих рецензируемых мировых журналах, таких как Aerospace Science and Technology (Q1), Computers and Fluids (Q1), Fluid Dynamics (Известия РАН. МЖГ. Q2), Thermophysics and Aeromechanics (Теплофизика и аэромеханика, Q2), Technical Physics Letters (Письма в журнал технической физики, Q2) и представить на основных международных конференциях с мировой известностью, таких как ICAS (труды конференции входят в Scopus, статья), CEAS, EUCASS, ICMAR (труды конференции входят в Scopus, статья).


 

ОТЧЁТНЫЕ МАТЕРИАЛЫ


Аннотация результатов, полученных в 2021 году
В настоящем проекте рассматриваются элементы летательных аппаратов (профиль крыла, крыло, треугольное крыло, компоновка магистрального самолета) на больших углах атаки при больших числах Рейнольдса, где реализуется отрывное нестационарное турбулентное течение. Проведен анализ и систематизированы научно-технические подходы по применению различных моделей турбулентности для расчета отрывного обтекания профилей, крыльев и компоновок магистральных самолетов. Выбраны специальные тестовые случаи для валидации результатов численного моделирования и оценки пригодности моделей турбулентности: - обтекание профиля (модели прямого крыла) на больших углах атаки; - обтекание треугольного крыла на больших углах атаки; - обтекание колеблющегося по углу атаки профиля крыла (модели прямого крыла); - обтекание колеблющегося по углу атаки треугольного крыла; - обтекание колеблющейся по углу атаки модели магистрального самолета. Определена постановка задач для разных методов моделирования турбулентности для расчетных исследований. На первом этапе используется двумерная (2D) и трехмерная (3D) стационарная и нестационарная (URANS – unsteady RANS) постановка задачи для уравнений Рейнольдса. На втором и третьем этапах будет использоваться один из вихреразрешающих подходов. Рассматриваются течения с дозвуковыми числами Маха набегающего потока. Диапазон углов атаки для каждой геометрии захватывает режимы с максимальным коэффициентом подъемной силы (критический угол атаки) и лежит в пределах от 0 до 90 градусов. Для проведения численных расчетов были построены структурированные расчетные сетки. Для подтверждения надежности результатов были построены дополнительные расчетные сетки с увеличенным примерно в 2 раза количеством узлов по каждому направлению. Также были проведены расчеты при уменьшенном в пять раз шаге по времени. Нестационарные характеристики при этом могут меняться в пределах 5-10% (средние значения меняются меньше). Проведены расчетные исследования в двумерной и трехмерной постановке обтекания профиля крыла на больших углах атаки в рамках уравнений Рейнольдса. Исследован дозвуковой режим обтекания с числом Маха M=0.4 и числом Рейнольдса Re=2.5 миллиона для профиля VERTOL23010. Оказалось, что в трехмерной постановке результаты расчета для средних характеристик близки к результатам расчета на профиле крыла. Однако, в трехмерной постановке линия отрыва с поверхности крыла становится трехмерной с образованием периодических по размаху структур. Анализ результатов расчета показывает, что даже в рамках уравнений Рейнольдса можно оценивать аэродинамические характеристики профиля на критических и закритических углах атаки с удовлетворительной точностью. В частности, как показывает сравнение с имеющимися экспериментальными данными для тестового случая, максимальный коэффициент нормальной силы согласуется с экспериментальными результатами в пределах 2-7%. Проведены предварительные расчетные исследования колебаний профиля крыла по углу атаки при тех же параметрах набегающего потока. Профиль колебался по гармоническому закону. Показано, что расчет в рамках уравнений Рейнольдса ухватывает основные тенденции динамического гистерезиса аэродинамических характеристик. При относительно небольших числах Струхаля (меньше 0.25) согласование расчета и эксперимента удовлетворительное, в пределах 10-13% по величине коэффициента нормальной силы. С увеличением числа Струхаля согласование ухудшается. На основании существующих экспериментальных данных предложен новый эмпирический метод математического моделирования коэффициента подъемной силы профиля при произвольном неустановившемся движении на режимах обтекания с гистерезисом. Предлагаемая нелинейная математическая модель, основанная на решении эмпирического обыкновенного дифференциального уравнения, качественно и количественно правильно описывает наблюдаемый гистерезис аэродинамических характеристик при квазистационарном изменении угла атаки. Выполнены расчетные исследования в рамках трехмерной постановки для уравнений Рейнольдса для модели треугольного крыла на больших углах атаки. Сравнение расчетных аэродинамических характеристик обтекания треугольных крыльев с результатами экспериментов показали, что основные тенденции аэродинамики неплохо ухватываются численным моделированием. Однако на закритических углах атаки может наблюдаться некоторое превышение расчетных значений коэффициента подъемной силы (до 20% на углах атаки больше 50 градусов). Проведены предварительные расчеты обтекания гармонически колеблющегося по углу атаки треугольного крыла с углом стреловидности 65 градусов при скорости набегающего потока 40 м/с. Расчеты проведены для чисел Струхаля 0.034, 0.069, 0.104. Показано, что расчет достаточно хорошо ухватывает петлю динамического гистерезиса при рассмотренных относительно небольших частотах колебаний. При этом среднее отклонение расчета от эксперимента составляет около 10%. Выполнены предварительные расчеты компоновки магистрального самолета в рамках трехмерной постановки для уравнений Рейнольдса на больших углах атаки. Можно отметить, что в целом такой подход дает удовлетворительные результаты по суммарным аэродинамическим характеристикам. Расчетный коэффициент нормальной силы отличается от экспериментального на величину менее 10% даже для углов атаки 40-80 градусов. Обнаружено, что на углах атаки 15-40 градусов мгновенная картина обтекания выглядит несимметричной (левая и правая части компоновки обтекаются по-разному), однако при этом средние значения боковой силы и моментов близки к нулю. Начиная с угла атаки 50 градусов, обнаружены несимметричные режимы обтекания, где средние значения боковых характеристик значительно отличаются от нуля.

 

Публикации

1. Алиева Д.А., Колинько К.А., Храбров А.Н. Гистерезис аэродинамических характеристик профиля NACA 0018 при малых дозвуковых скоростях Thermophysics and Aeromechanics, - (год публикации - 2022).

2. Гайфуллин А.М., Хайруллин К.Г., Свириденко Ю.Н. Designing an Aerofoil with a Fowler Flap Using Artificial Neural Networks Lobachevskii Journal of Mathematics, No.9, Vol.42, pp.2118-2128 (год публикации - 2021).


Аннотация результатов, полученных в 2022 году
В настоящем проекте рассматриваются элементы летательных аппаратов (профиль крыла, крыло, треугольное крыло, компоновка магистрального самолета) на больших углах атаки, где реализуется отрывное нестационарное турбулентное течение, а также колебания этих элементов по углу атаки. Выполнены подробные расчеты в диапазоне углов атаки от 0 до 90°, а также анализ полей течения и физических особенностей обтекания типовой компоновки гражданского самолета при дозвуковых скоростях набегающего потока в рамках трехмерной постановки для уравнений Рейнольдса. Замыкание системы проводилось с помощью модели турбулентности SST. Подробно исследовано возникновение несимметрии обтекания на симметричной компоновке. Показано, что при увеличении числа Рейнольдса от трубных значений до натурных все тенденции аэродинамических характеристик модели сохраняются, никаких дополнительных особенностей не появляется. Однако, количественное поведение несколько меняется. Были проведены аналогичные расчеты для модели, которая вращается с постоянной угловой скоростью вокруг оси, параллельной вектору скорости. Такие режимы обтекания соответствуют штопорным режимам. Показано, что продольные характеристики Сх, Су и mz для случая с вращением имеют такое же качественное поведение, как и в случае отсутствия вращения. Количественное расхождение также невелико и составляет менее 4% от максимального значения. В то же время из-за наличия вращения боковые характеристики заметно отличаются от случая без вращения. Отклонение средних значений Cz от нуля начинается при углах атаки 15 градусов. Следует отметить, что здесь максимальная величина Cz зависит от асимметрии обтекания, вызванного вращением модели, в отличие от случая без вращения, где величина Cz зависела от асимметрии обтекания, вызванного неустойчивостью симметричного течения. Показано, что максимальные величины Cz для случаев с вращением и без вращения отличаются в ~1.5 раза. При наличии вращения появился участок заметного изменения mx при углах атаки меньше 10 градусов. Этот участок связан с тем, что из-за вращения отрыв на одной из консолей начинается раньше, чем на другой. При увеличении угла атаки до 10 градусов обе консоли имеют отрывное обтекание, и величина mx уменьшается. Проведены расчетные исследования обтекания различных тел на больших углах атаки и колеблющихся по углу атаки тел в рамках уравнений Рейнольдса при замыкании системы уравнений с помощью различных полуэмпирических моделей турбулентности. Данные исследования проведены в двумерной постановке для профиля крыла, а также в трехмерной постановке для треугольного крыла. Показано, что модель турбулентности SA дает завышенные результаты Су, модель SST и модель класса RSM дают удовлетворительные результаты по величине максимальной нормальной силы и по качественному поведению зависимости Су от угла атаки. Сравнение результатов расчета с экспериментальными данными для модели прямого крыла на больших углах атаки показало, что двумерная постановка задачи для профиля крыла дает завышенные значения Су (величина Сумах больше на ~0.2) и больший наклон кривой зависимости Су от угла атаки. Расчет в рамках трехмерной постановки для уравнений Рейнольдса показал результаты существенно ближе к эксперименту: наклон кривой в расчете близок к эксперименту, а величина Сумах отличается менее, чем на 0.1. Расчет в рамках вихреразрешающего подхода DDES показал результаты наиболее хорошо согласующиеся с экспериментом. Разница между расчетом DDES и экспериментом на закритическом угле атаки 30 градусов составила 0.004 для величины Су. Выполнены расчеты колебаний профиля по углу атаки с учетом ламинарно-турбулентного перехода. Сравнение с экспериментальными данными показало, что уровень расхождения при учете перехода остается таким же, как и в случае полностью турбулентного пограничного слоя. Выполнены расчеты колебаний модели прямого крыла по углу атаки, которые показывают трехмерные особенности обтекания, не моделирующиеся в двумерной постановке. Анализ этих трехмерных структур будет продолжен на следующем этапе. Проведено численное моделирование управления обтеканием треугольного крыла, которое осуществлялось посредством выдува струи газа из локальных сопел, расположенных на верхней поверхности крыла. Оказалось, что влияние выдува струи сводится к трем факторам: появлению реактивных сил сопел, возникновению эжекции окружающего газа внутрь струи и влиянию импульса струи на положение и размеры «висячих» отрывов, возникающих над верхней поверхностью крыла в результате «взрыва» вихря. Влияние эжекции струи сводится к относительно небольшому увеличению коэффициента нормальной силы и имеет место при всех значениях углов атаки. Влияние импульса струи на положение и размеры отрывных зон имеет место только для углов атаки около и выше критического, где «взрыв» вихря реализуется над поверхностью крыла. При этом струя попадает в периферийную область вихря, «наматывается» на вихрь, не попадая в его центр, и сдвигает «взрыв» вихря вниз по потоку. При колебательном движении треугольного крыла влияние струи приводит к росту нормальной силы во всем диапазоне изменения угла атаки крыла и сужению площади петли динамического гистерезиса. Направление выдува струи слабо влияет на аэродинамические характеристики крыла, существенным является только факт попадания струи в область вихря.

 

Публикации

1. Алиева Д.А., Гришин И.И., Колинько К.А., Храбров А.Н., Шуховцов Д.В. Hysteresis and Asymmetry of the Aerodynamic Characteristics of Aircraft Model with High Aspect Ratio Straight Wing under the Flow Separation Fluid Dynamics, V. 57, No 6, pp.729-735 (год публикации - 2022).

2. Воеводин А.В.,Ефремов А.А., Судаков В.Г. Numerical and experimental investigation of aerodynamics of civil aircraft model on high angles of attack and with rotation Thermophysics and Aeromechanics, - (год публикации - 2023).

3. Ворожбит Е.Е., Петров А.В., Судаков В.Г. Experimental Investigation of Local Jets Blowing for Flow Control in the Stream Past the Civil Aircraft Wing Fluid Dynamics, V. 57, No 6, pp.710-719 (год публикации - 2022).

4. Судаков В.Г., Судаков Г.Г. Управление обтеканием треугольного крыла с помощью выдува струи газа при колебаниях по углу атаки Ученые записки ЦАГИ, - (год публикации - 2023).