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).