close

Вход

Забыли?

вход по аккаунту

?

Исследование вихревого следа за авианесущим кораблем..pdf

код для вставкиСкачать
НАУЧНЫЙ ВЕСТНИК МГТУ ГА
2011
№ 172
УДК 532.59; 532.527
ИССЛЕДОВАНИЕ ВИХРЕВОГО СЛЕДА
ЗА АВИАНЕСУЩИМ КОРАБЛЕМ
В.В. ВЫШИНСКИЙ, А.А. КОРНЯКОВ, Г.Г. СУДАКОВ
В работе представлены результаты расчетного исследования спутного следа за авианесущим кораблем. Решается краевая задача для пространственных нестационарных уравнений Навье-Стокса, осредненных по Рейнольдсу.
Результаты математического моделирования сравниваются с данными трубного эксперимента.
Ключевые слова: вихревой след, авианесущий корабль, математическое моделирование, эксперимент.
Введение
Посадка на авианесущий крейсер является одним из наиболее трудных и опасных для пилотирования режимов, поэтому весьма актуальным является реалистичное моделирование данного режима на пилотажных стендах и авиационных тренажерах.
Надводная часть авианесущего корабля с точки зрения аэродинамики представляет удлиненное плохообтекаемое тело с фиксированными на острых кромках конструкций зонами отрывного вихревого обтекания. Эти особенности приводят к автомодельности по числу
Рейнольдса аэродинамических характеристик и позволяют для определения параметров течения
над полетными палубами и в вихревом следе за надводной частью корабля использовать испытания в аэродинамических трубах на маломасштабных (по сравнению с реальными размерами)
моделях. Тем самым определяются внешние условия при взлете и посадке палубных летательных аппаратов. В российской практике этот подход был подтвержден при сопоставлении систематических измерений в ходе экспериментов на натурном корабле и в трубных экспериментах на моделях. Расхождения в среднем составляют 5 % – 6 %.
Целью работы является получение данных о характеристиках вихревого следа за авианесущим кораблем. Рассмотрен одиночный вихрь в отсутствии атмосферной турбулентности. Течение исследуется посредством решения краевой задачи для пространственных уравнений НавьеСтокса, осредненных по Рейнольдсу (3D RANS). При разработке математической модели явления авторы опирались на опыт исследования спутной турбулентности за самолетом [1].
Постановка задачи
Максимальные размеры корабля: длина 285 м, ширина 55 м и высота 50 м. При моделировании обтекания использовалась гексаэдральная расчетная сетка, состоящая из 32 млн. узлов.
Размеры расчетной области: X = 1000 м, Y = 200 м, Z = 200 м.
Создана упрощенная математическая модель объекта (рис. 1). Моделировались только те
части корабля, которые находятся выше ватерлинии. Математическая модель поверхности была
реализована в масштабе 1:1.
Граничные условия ставились следующим образом: на поверхности корабля и на подстилающей поверхности задавались условия прилипания; на входе в расчетную область задавались
компоненты скорости; на выходе из расчетной области задавалось среднее давление. На боковых границах ставилось условие симметрии (рис. 2).
Для определения параметров ближнего следа решается краевая задача для 3D RANS, в качестве модели замыкания использована модель турбулентности k-ω SST с функцией стенки [2].
Решение проводилось с использования компьютерного кода ANSYS CFX 11 (университетская
28
В.В. Вышинский, А.А. Корняков, Г.Г. Судаков
версия). Для дискретизации по пространству использована схема второго порядка точности.
Установление по времени осуществлялось с использованием неявной схемы второго порядка.
Расчеты выполнены на компьютерном кластере факультета аэромеханики и летательной техники МФТИ производительностью 844 гигафлопс.
Рис. 1. Упрощенная математическая модель поверхности авианесущего крейсера
Результаты математического моделирования
Расчет выполнен для воздуха при температуре 20°С и следующих параметрах набегающего
потока: скорость 50 м/с, углы скольжения β (в горизонтальной плоскости относительно продольной оси крейсера) в диапазоне –25° ÷ +25° (рис. 2).
В ходе предварительных численных экспериментов доказана достаточность использованной расчетной сетки и размеров расчетной области для адекватного разрешения сходящих вихрей и их эволюции. Получены результаты, позволяющие визуализировать течение вблизи корабля и за ним, определить места схода вихрей при разных углах набегающего потока к продольной оси корабля.
Рис. 2. Система координат и постановка задачи
При β = 0° носовой вихрь в районе кормового среза проходит вдали от посадочного коридора, и в этом случае определяющую роль в формировании поля скоростей играет нисходящий
поток с его значительным до 30 % – 40 % замедлением в следе за надстройкой и относительно
небольшой, до 0,1 м/с, вертикальной скоростью (рис. 3).
При β > 0° структура потока в зоне посадочного коридора качественно изменяется. Доминирующая роль в формировании поля скоростей в следе переходит к крупномасштабному вих-
Исследование вихревого следа за авианесущим кораблем
29
рю, возникающему при обтекании надстройки. Его масштаб соизмерим с размерами надстройки, а интенсивность такова, что он поглощает носовой и боковой вихри.
Рис. 3. Линии тока при β = 0
В диапазоне углов β от –12° до 0° структура и параметры воздушного потока над угловой
палубой в значительной степени определяются величиной этого угла. Проходящая над палубой
крупномасштабная вихревая система во многом формирует диапазоны изменения значений
компонентов скорости и характер их зависимости вдоль осей координат. Поле скоростей с наименьшим уровнем возмущений над угловой палубой имеет место при β = –6,35°, т.е. когда направление ветра совпадает с осью палубы (рис. 4, 5).
Рис. 4. Линии тока при β = 6,35°
Рис. 5. Линии тока при β = 12,7°
Результаты трубного эксперимента
Для верификации данных расчетов были использованы данные трубного эксперимента.
Методика проведения модельных испытаний по определению характеристик обтекания надводной части корабля предусматривает измерение составляющих скорости воздушного потока
перед и над полетными палубами и в следе при различных углах кажущегося ветра. С этой целью были изготовлены модели надводной части в масштабах 1:100 и 1:200. При проведении ис-
30
В.В. Вышинский, А.А. Корняков, Г.Г. Судаков
пытаний модели устанавливаются на специальном круглом экране диаметром 2,8 м, имитирующим водную поверхность, в рабочей части аэродинамической трубы. Измерения выполнялись в скоростной системе координат и затем пересчитывались на связанную с кораблем
OX1,Y1,Z1, ось OX1 которой совпадает с продольной осью корабля. Перед и над угловой палубой использовалась система OX2,Y2,Z2 (рис. 2). В следе за кораблем использовалась система
OX3,Y3,Z3, представленная на рис. 6, 7.
Y3, м
X3=0м
15
β= 0.°
10
5
Посадочный коридор
0
-5
-15
-10
-5
0
5
10
15
Z3, м
Рисунок 13
Рис. 6. Поле скоростей в районе кормового среза при β = 0°
Y3, м
X3=0м
15
β= 6.35°
10
5
Посадочный коридор
0
-5
-15
-10
-5
0
Рисунок 15
5
10
Z3, м
15
Рис. 7. Поле скоростей в районе кормового среза при β = 6,35°
На моделях не воспроизводились маломасштабные элементы корабельных устройств, вооружения, антенн и др., не оказывающие заметного влияния на процессы обтекания корабля в
целом. Для целенаправленного формирования течения над передними частями полетных палуб
31
Исследование вихревого следа за авианесущим кораблем
вдоль их передних и боковых кромок были установлены обтекатели эллиптического профиля со
специально подобранными размерами.
Испытания проводились в аэродинамической трубе Т-5 ЦАГИ с диаметром 2,2 м, ядром
потока 2 м и турбулентностью 0,3 %, на модели авианесущего крейсера в масштабе 1:200. Для
проведения измерений был использован пятиточечный пневмометрический насадок.
На рис. 6, 7 показаны измеренные поля скоростей в сечении среза кормы при углах скольжения β = 0° и 6,35°. На рис. 8 приведено поле скоростей в сечении, эквивалентном натурному
значению x = 102 м, при угле скольжения β = 6,35°. Приведены также положения обеих осей
взлета в данном сечении.
Y1, м
β=−6.35°
15
Ось взлета №1
Ось взлета №2
X1=102м
10
5
0
-25
-20
-15
-10
-5
0
5
Z1, м
Рис. 8. Поле скоростей в сечении x = 102 м при β = 6,35°
Анализ результатов измерений за кормовой оконечностью свидетельствует о том, что поле
скоростей здесь определяется нисходящим воздушным потоком с палубы корабля за корму,
формированием значительной по размерам застойной рециркуляционной зоны и рядом вихревых систем – носового вихря левого борта, вихревой пелены, сходящей с кромки левого борта
угловой палубы и вихреобразования при отрывном обтекании "острова". Масштаб и интенсивность этих вихрей и, в особенности, их траектории зависят от расстояния от кормового среза и
от угла кажущегося ветра β. В зависимости от величины и знака β вихри взаимодействуют друг
с другом и более интенсивные поглощают более слабые. В результате в зависимости от режима
ветрового потока поле скоростей внутри посадочного коридора меняется кардинально.
Обсуждение результатов
Результаты расчетов удовлетворительно согласуются с результатами трубного эксперимента. С другой стороны, расчет позволяет получить более детальные картины течения (рис. 9) и
построить поля различных параметров, например, завихренности (рис. 10).
В частности, на рис. 10 видно образование вихрей с боковых кромок палубы и сходящих с
острых кромок надстройки.
Данные о вихревой обстановке в окрестности авианесущего крейсера, полученные при помощи численного моделирования и верифицированные на основании экспериментальных данных, могут дать четкое представление о силах и моментах, которые будут воздействовать на
летательный аппарат при заходе на посадку на его палубу, позволят качественно моделировать
данный режим на авиационных стендах и тренажерах.
32
В.В. Вышинский, А.А. Корняков, Г.Г. Судаков
Рис. 9. Линии тока при β = 0°
Рис. 10. Поле завихренности при β = 0°
В перспективе планируется применять их при создании пилотажных стендов и тренажеров,
предназначенных для обучения летчиков.
Выводы
Исходя из результатов, полученных экспериментально и при помощи численного моделирования, можно сделать следующие выводы.
Вихрь правого борта практически не принимает участия в формировании структуры потока
над интересующими зонами, т.к. проходит в стороне от осей взлета и прекращает свое сущест-
33
Исследование вихревого следа за авианесущим кораблем
вование в районе надстройки. Вихрю левого борта в этом процессе принадлежит существенная
роль. Следует также обратить внимание и на то, что посадочные операции летательных аппаратов, как правило, выполняются при отрицательных углах ветра β, когда усиливаются масштаб и
интенсивность вихреобразования на левом борту и его подпитка вихрем, образующимся в месте
стыка угловой палубы.
Авторы выражают благодарность генеральному директору ОАО Невское Проектноконструкторское бюро (НПКБ) Виглину Александру Оскаровичу за разрешение использовать
результаты трубных экспериментов, полученных в ЦАГИ на модели авианесущего крейсера,
для верификации численных результатов.
ЛИТЕРАТУРА
1. Вышинский В.В., Судаков Г.Г. Вихревой след самолета в турбулентной атмосфере (физические и математические модели). – М.: ЦАГИ, 2005.
2. Вышинский В.В., Судаков Г.Г. Применение численных методов в задачах аэродинамического проектирования. – М.: ЦАГИ, 2007.
INVESTIGATION OF THE VORTEX WAKE BEHIND AIRCRAFT-CARRIER
Vyshinsky V.V., Kornyakov A.A., Soudakov G.G.
Results of the computational investigations of the trailing wake behind the aircraft-carrier are represented in the paper.
Simulations are made in the framework of the boundary-value problem for 3-D unsteady Reynolds averaged Navier-Stokes
equations. Results of mathematical simulation are compared with wind tunnel test data.
Key words: vortex wake, aircraft-carrier, mathematical simulation, tunnel test.
Сведения об авторах
Вышинский Виктор Викторович, 1951 г.р., окончил МФТИ (1974), доктор технических наук,
профессор, декан факультета аэромеханики и летательной техники МФТИ, главный научный сотрудник
ЦАГИ, автор более 165 научных работ, область научных интересов – численные методы аэрогидромеханики, турбулентность, струйно-вихревой след.
Корняков Антон Андреевич, 1984 г.р., окончил МАИ (2007), аспирант ЦАГИ, инженер ЦАГИ, автор 4 научных работ, область научных интересов – математические модели аэродинамики летательных
аппаратов в возмущенном потоке.
Судаков Георгий Григорьевич, 1947 г.р., окончил МФТИ (1971), доктор технических наук, доцент, начальник отдела ЦАГИ, автор более 70 научных работ, область научных интересов – вычислительная аэрогидромеханика, аэродинамика самолета, струйно-вихревой след.
Документ
Категория
Без категории
Просмотров
15
Размер файла
730 Кб
Теги
вихревого, pdf, авианесущим, исследование, след, кораблев
1/--страниц
Пожаловаться на содержимое документа