Модели и методы аэродинамики 2001-2002. I и II международных школсеминаров мцнмо москва 2002 удк 533. 6 532. 5 629. 7 Модели и методы аэродинамики Материалы I и II международных школсеминаров. М мцнмо, 2002 124 с. Isbn 5940570372 Сборник включает тезисы
 Скачать 1.19 Mb.
|
|
дальнемагистрального пассажирского самолета ОС. Долгов, МЮ. Куприков МАИ им. С. Орджоникидзе, Москва В работе рассмотрены проблемы проектирования современных систем управления дальних магистральных самолетов. Разработан ряд рекомендаций для проектирования систем управления дальнего магистрального пассажирского самолета. Для принятия решений, кроме имеющейся информации, требуется и новая, которую получают, выполняя необходимые исследования. Математическая модель для выбора альтернативы построения системы задается соотношением ) , , ( u x p k k F q = , где q k – показатель свойств системы, k – номер показателя (структурного уровня модели, х – вектор управляемых параметров и входов системы – альтернатив построения системы − механическая система управления − электродистанционная с аварийной гидромеханической − электродистанционная с независимой гидромеханической системой управления − электродистанционная. Они характеризуются структурой системы, проектными параметрами ее компонентов, управляющими входными воздействиями. u – вектор неуправляемых параметров системы и внешней среды – ограничения, которые существенно влияют на свойства системы, p – фазовый вектор состояния системы управления, F k – оператор модели, те. соотношения, с помощью которых рассчитывается показатель свойств системы. Проведенные исследования показали, что номенклатура ограничений для различных систем управления, практически, эквивалентна. Однако в абсолютном значении ограничения не всегда бывают критичны. Анализ ограничений позволяет формализовать их в скалярном ив функциональном виде. Совокупность векторов проектно-конструкторских решений Х i позволяет сформировать матрицу проектно-конструкторских решений Х. В результате решения соответствующих задач субоптимизации находятся предпочтительные структуры и диапазоны значений Первая Международная школа-семинар МОДЕЛИ И МЕТОДЫ АЭРОДИНАМИКИ 34 определяющих параметров системы, обеспечивающие значения показателей эффективности, близкие к оптимальным. Результатом работы является разработка процедур в среде интегрированного комплекса С+ (расчетная часть, SolidWorks (геометрическое моделирование, которые позволяют − уменьшить время на разработку системы управления на 15% за счет применения автоматизированных систем проектирования − уменьшить стоимость разработки системы управления на 10% за счет уменьшения времени проектирования. Структурно-параметрический анализ альтернативных вариантов систем управления самолетом позволил выработать ряд проектных рекомендаций по применению систем на дальнемагистральных самолетах. Об областях докритического и закритического режима течения на треугольном крыле в гиперзвуковом потоке Г.Н. Дудин ЦАГИ им. проф. НЕ. Жуковского, Жуковский Рассмотрено обтекание полубесконечного тонкого треугольного крыла гиперзвуковым потоком вязкого совершенного газа при нулевом угле атаки в предположении, что температура поверхности крыла постоянна и мала по сравнению с температурой торможения набегающего потока и реализуется режим сильного вязкого взаимодействия пограничного слоя с внешним невязким потоком. В общем случае, при углах стреловидности передней кромки меньше критического, в ламинарном пограничном слое могут возникать области закритического и докритического течения. Впервой из них возмущения не распространяются вверх по потоку и, при определенных условиях, течение в ней может описываться автомодельными решениями. Во второй области при построении решений необходимо учитывать влияние передачи возмущений. Исследовано влияние углов стреловидности и скольжения, формы поперечного сечения крыла, а также массообмена (вдува, отсоса, распределенного как по всей поверхности крыла, таки по его части, назначение координаты перехода от закритического режима течения к докритическому, на существование автомодельных решений в области закритического течения, а также на локальные и суммарные аэродинамические характеристики. Работа выполнена при финансовой поддержке РФФИ (проект № 01-01-00189). Первая Международная школа-семинар МОДЕЛИ И МЕТОДЫ АЭРОДИНАМИКИ 35 Вариационные обратные краевые задачи и оптимальное управление аэродинамическими формами А.М. Елизаров НИИММ им. Н.Г. Чеботарева КазГУ, Казань Работа посвящена развитию методов оптимального проектирования формы тел, обтекаемых несжимаемой жидкостью или дозвуковым потоком газа, в рамках классических моделей механики жидкости и газа с использованием решений вариационных обратных краевых задач (см. [1]). Последние восходят к исследованиям МА. Лаврентьева [2] проблемы нахождения в классе гладких дуг фиксированной длины и ограниченной кривизны той, которая мак- симизирует в потоке идеальной несжимаемой жидкости подъемную силу. Дан краткий обзор результатов в названной области, в том числе исследований автора за последнее десятилетие. Обсуждены вопросы построения функционалов, связанных с используемым изо- периметрическим условием и выражающих оптимизируемые характеристики. Исследованы свойства этих функционалов ив ряде случаев построены экстремали. Последние использованы для нахождения точных оценок оптимизируемых аэродинамических характеристик. Для некоторых ситуаций предъявлены формы тел и топологии течений, на которых реализуются эти экстремали. Приведем характерный результат для наиболее простой задачи см. также [3]). Задача 1. Требуется найти замкнутый непроницаемый гладкий контур с фиксированным периметром L, обтекаемый без отрыва струй плоским потоком идеальной несжимаемой жидкости с заданной скоростью на бесконечности, направленной горизонтально, и максимизирующий величину коэффициента подъемной силы при условии, что на контуре максимальное значение приведенной скорости потока ] / ) ( [ max ] , 0 [ max ∞ ∈ = v s v v L s . s – дуговая абсцисса искомого контура, не превосходит заданной величины * v . Доказана Теорема. При 1 * < v задача 1 безусловно разрешима, причем * * ln 2 v ≤ Λ и * * ln arcsin v ≤ β . Кроме того, при 4 * ≥ v единственной экстремалью является окружность, 2 * = Λ и 2 / * π = β ; при 4 1 * < < v экстремаль отлична от окружности при 4 2 * ≤ < v Первая Международная школа-семинар МОДЕЛИ И МЕТОДЫ АЭРОДИНАМИКИ 36 имеем ) 1 2 / arcsin( * * − ≥ β v и * * * ln 2 2 v v ≤ Λ ≤ − , где * Λ и * β – соответственно абсолютный максимум ) ( Γ/ ∞ = Λ Lv ( Γ – циркуляция скорости) и экстремальное значение теоретического угла атаки β. Проведены вычислительные эксперименты по нахождению экстремальных решений, отличных от окружности. Работа выполнена при финансовой поддержке РФФИ (проект № 99-01-00173). Литература 1. Елизаров А.М., Ильинский Н.Б., Поташев А.В. Обратные краевые задачи аэрогидродинамики. - M.: Наука, 1994. – 440 с. 2. Лаврентьев МА Об одной экстремальной задаче в теории крыла аэроплана Тр. ЦАГИ. – 1934. – вып. 155. – 41 с. 3. Елизаров А.М., Фокин ДА Вариационные обратные краевые задачи аэрогидродинамики Докл. АН России. – 2001. – т. 377. – № 6. – с. 1-6. Особенности пространственной структуры течения в сверхзвуковых неизобарических струях В.И. Запрягаев, Н.П. Киселев, А.В. Локотко, С.Б. Никифоров, А.А. Павлов, А.В. Солотчин, А.В. Чернышев ИТПМ СО РАН, Новосибирск Пространственная структура течения в начальном участке слоя смешения сверхзвуковой неизобарической струи характеризуется наличием как системы взаимодействующих ударных волн и волн разрежения, таки продольными вихревыми образованиями на границе струи. Актуальность исследования структуры характеристик слоя смешения сверхзвуковой струи обусловлена стремлением к углублению имеющихся физических представлений о механизмах смешения в высокоскоростных сжимаемых сдвиговых потоках, что открывает возможности разработки новых методов управления процессами смешения в сжимаемых потоках. Гипотеза о существовании продольных вихрей типа Гертлера в сверхзвуковой недорасширенной струе была высказана Г.Ф. Глото- вым в 1983 г, однако детальное исследование продольных вихрей в струях началось немногим более десяти лет назад. Следует отметить, что явление образования продольных структур на границе сверхзвуковой струи было зарегистрировано как для плотных струй с большими числами Рейнольдса, таки для струй разреженного газа. Первая Международная школа-семинар МОДЕЛИ И МЕТОДЫ АЭРОДИНАМИКИ 37 В работе приводятся сведения обзорного характера о результатах экспериментального исследования явления формирования и развития продольных вихревых структур в слое смешения сверхзвуковой струи и их влияния на характеристики процесса смешения. Представлены данные по визуализации ударно-волновой структуры течения сверхзвуковых недорасширенных и перерасширенных струй. Приводятся данные о структуре течения для струй, истекающих как в затопленное пространство, таки в сверхзвуковой спутный поток. Обсуждается такая особенность течения как структура висячего скачка вблизи оси сверхзвуковой неизобарической струи. Визуализация структуры сверхзвуковых неизобарических струй дополнена данными непосредственного зондирования слоя смешения струи как в азимутальном, так радиальном направлениях. Излагается методика анализа азимутальных неоднородностей, основанная на разложении азимутальных вариаций измеренного полного давления вряд Фурье. Представлена методика определения инкрементов стационарных возмущений в слое смешения сверхзвуковой струи, основанная на сопоставлении измеренных амплитудных спектров азимутальных возмущений в близких сечениях струи. Представлены экспериментальные значения инкрементов стационарных возмущений типа Тейлора–Гертлера в слое смешения для первых двух ячеек сверхзвуковой слабонедорасширенной струи, истекающей из конвергентного сопла. Приводятся спектральные характеристики измеренных вариаций полного давления для двух различных начальных состояний пограничного слоя на срезе сопла, на основании которых делается вывод о существенном влиянии относительной начальной шероховатости внутренней поверхности сопла на характер развития стационарных азимутальных возмущений в начальном участке слой смешения струи. Работа выполнена при финансовой поддержке РФФИ (проект № 00-01-00847) и INTAS (проект № 99-0785). Численное исследование пульсационных режимов течения газа в резонаторе Гартмана И.Э. Иванов, И.А. Крюков МАИ им. С. Орджоникидзе, Москва Численно исследуется процесс газодинамического (термоакусти- ческого) нагрева газа из-за пульсаций давления газа в малоподвижном Первая Международная школа-семинар МОДЕЛИ И МЕТОДЫ АЭРОДИНАМИКИ 38 газе, заключенном в осесимметричном или плоском канале, закрытом с одной стороны и обращенном открытым концом навстречу набегающему стационарному сверхзвуковому потоку, истекающему из сверхзвукового сопла. В работе рассматривается нагрев из-за диссипации энергии в ударных волнах отражаемых от торца трубки. Стенка в расчетах принимается адиабатической. Система нестационарных уравнений, описывающая движение газовой среды, решалась с помощью модифицированной схемы Го- дунова повышенного порядка точности с использованием существенно двумерных процедур восстановления данных на расчетном слое [1]. Приведены результаты расчетов резонаторов различных геометрических форм и размеров. Исследовано влияние фокусировки падающей ударной волны на вогнутом торце канала на интенсификацию процесса разогрева газа. Проведены параметрические расчеты течений, в которых варьировались форма и размеры резонатора, степень нерасчетности струи, расстояние от среза сопла до входа резонатора. Исследовалось влияние граничных условий и параметров численной схемы на локальные и интегральные характеристики течения. Литература 1. Иванов И.Э., Крюков И.А. Квазимонотонный метод повышенного порядка точности для расчета внутренних и струйных течений невязкого газа // Математическое моделирование РАН, т. 8, № 6, 1996, с. 47-55. Роль продольных структур при переходе к турбулентности в пограничных слоях и струях В.В. Козлов ИТПМ СО РАН, Новосибирск Часть I. При изучении ламинарно-турбулентного перехода в пограничных слоях при повышенной степени турбулентности набегающего потока был найдена затем и подробно исследован новый тип возмущений, так называемые продольные структуры (streaky structure) [1]. Данный тип возмущений принципиально отличается от двумерных возмущений, возникающих в пограничном слое прима- лой степени турбулентности набегающего потока и описываемых уравнением Орра–Зоммерфельда. В работе показывается, в каких случаях могут возникать, развиваться и приводить к переходу к турбулентности оба этих типа возмущений Первая Международная школа-семинар МОДЕЛИ И МЕТОДЫ АЭРОДИНАМИКИ 39 Часть II. Во второй части работы приводятся результаты поиска такого типа продольных структур в струях. Были исследованы круглая и плоская струи. Показано, что во всех этих типах струй на начальном участке струи существуют и могут оказывать существенное влияние на переход к турбулентности продольные структуры. Приводятся способы усиления вклада этих структур в ламинарный турбулентный переход. Литература 1. Бойко А.В., Грек ГР, Довгаль А.В., Козлов В.В. Возникновение турбулентности в пристенных течениях. Новосибирск, Наука. Сиб. предприятие РАН, 1999, 328 с. Разработки сверхзвуковых и гиперзвуковых ПВРД в Тураевском МКБ Союз Г.В. Комиссаров, А.Г. Суетин, А.М. Терешин, Г.Н. Щепин ТМКБ Союз, Лыткарино При проектировании любых летательных аппаратов на заданный диапазон их применения по скоростями высотам полета важно априорно оценивать характеристики предполагаемых к использованию двигателей. Заявляемые характеристики двигателей далее экспериментально проверяются на наземных стендах ив натурных условиях. В большой степени это относится к двигателям современных и перспективных летательных аппаратов, используемых в широком диапазоне сверхзвуковых и гиперзвуковых скоростей полетав атмосфере Земли. В работе представлены проведенные в ТМКБ Союз некоторые результаты разработок сверхзвуковых и гиперзвуковых ПВРД для высокоскоростных летательных аппаратов. На базе концепции сверхзвуковой ракеты Х получено, что многоканальное воздухозаборное устройство, обслуживающее один ПВРД, обладает существенно отличительными характеристиками по сравнению с традиционными одноканальными. Расчетные оценки и экспериментальные исследования позволили в первую очередь определить значительное влияние корпуса летательного аппарата на внутренние характеристики воздухозаборного устройства и, как следствие, на характеристики всего двигателя. В частности, многоканальная компоновка воздухозаборного устройства (на Х вокруг корпуса размещены 4 диффузора) реализует абсолютно иное протекание помпажа и режимов срыва в отличие от одноканальных схем. Первая Международная школа-семинар МОДЕЛИ И МЕТОДЫ АЭРОДИНАМИКИ 40 Также получено, что реализуемые характеристики двигательной установки в большой степени зависят от угла атаки полета летательного аппарата. Применительно к перспективным разработкам в последнее время в ТМКБ Союз проводятся исследования гиперзвуковых прямоточных воздушно-реактивных двигателей (ГПВРД). Рассматриваются ГПВРД плоской конфигурации, как наиболее интегрируемые скор- пусом летательного аппарата. ГПВРД исследуются на разных видах топлива для летательных аппаратов различного назначения. Основными результатами наземных экспериментов в аэродинамических трубах ЦАГИ, ЦИАМ, МАИ для исследованных чисел М = 5 ÷6.2 явились − реализация устойчивого рабочего процесса в ГПВРД со сверхзвуковым горением в камере сгорания (Мкс = 1.1 ÷1.2); − доведение полноты сгорания до величины η = 0.95 при оптимальных вариантах концепций проточной части ГПВРД; − сохранение целостности основных элементов ГПВРД на всех исследованных режимах. Дальнейшее исследование ГПВРД и сопутствующих задач в ТМКБ Союз планируется на гиперзвуковых летающих лабораториях, которые позволят обеспечить полное моделирование всех условий комплексного воздействия на двигатель аэродинамических и тепловых нагрузок на режимах с числами М более 6 ÷8. Для этих целей предполагается использование концепций лабораторий на базе воздушного старта с применением в качестве разгонных и маршевых ступеней известных и отработанных на практике высокоскоростных ракет. Оценка аэродинамических характеристик самолета в схеме летающее крыло на крейсерском режиме полетав натурных условиях по результатам испытаний модели ЛК-0.85 в АДТ Т ЦАГИ АН. Кулаков, В.А. Баринов, СИ. Скоморохов ЦАГИ им. проф. НЕ. Жуковского, Жуковский В последние годы наметился значительный рост пассажиропотоков между различными регионами мира. В связи с этим стало актуальным создание авиалайнера сверхбольшой пассажировместимости. Первая Международная школа-семинар МОДЕЛИ И МЕТОДЫ АЭРОДИНАМИКИ 41 Одним из проектов такого летательного аппарата является проект самолета в схеме летающее крыло. В данной работе приведены результаты экспериментальных исследований модели самолета ЛК-0.85 в аэродинамической трубе Т. Испытания проводились в условиях свободной и фиксированной точек перехода. Анализ результатов показывает, что компоновка модели ЛК-0.85 может обеспечить самолету в схеме летающее крыло крейсерскую скорость полета, соответствующую M крейс ≈ 0.85. В работе приводятся результаты оценки аэродинамических характеристик самолета в условиях натурного полета. При пересчете трубных значений коэффициентов сопротивления учитывалось изменение профильного сопротивления крыла, фюзеляжа, во, исключалось сопротивление внутренних протоков гондол, вводилось дополнительное вредное сопротивление, равное 0.03 С х0 , которое обусловлено отсутствующими на модели неровностями поверхности крыла самолета. Кроме того, выявилась интересная особенность при переходе от условий аэродинамической трубы сне- большими значениями чисел Рейнольдса Re ∼ 4.5⋅10 6 . к условиям натурного полета с числами Рейнольдса Re ∼ 1.5⋅10 8 . При переходе от трубных чисел Re к натурным происходит небольшое увеличение значений коэффициента подъемной силы Су при заданном угле атаки. Это явление учитывалось при оценке аэродинамических характеристик самолета в условиях натурного полета. Пересчет аэродинамических характеристик на натурные условия полета осуществлялся при условии фиксированной и свободной точек перехода на модели. При пересчете со свободной точкой перехода величина K max на 1.2 больше, чем при пересчете с фиксированной точкой перехода. По теории Блэквелла (Blackwell) для полного моделирования натурных условий должно выполняться равенство относительных толщин вытеснения пограничного слоя ⎯δ * на модели в аэродинамической трубе и на самолете. При испытании модели со свободной точкой перехода значение толщины вытеснения имеет величину, более близкую к значению ⎯δ * на самолете, чем при испытании модели с фиксированной точкой перехода. Из этого следует, что результаты пересчета по испытаниям со свободной точкой перехода более точно соответствуют истинным натурным значениям аэродинамических коэффициентов. Полученные в результате оценки данные показывают, что величина максимального аэродинамического качества самолета ЛК-0.85 в натурных условиях на крейсерском режиме полета с числом Первая Международная школа-семинар МОДЕЛИ И МЕТОДЫ АЭРОДИНАМИКИ 42 M = 0.85 на высоте H = 11 км при условии ∆С х вред = 0.03 С х0 может составить 24.5. Эта величина существенно превышает значения K max для эксплуатируемых в настоящее время пассажирских самолетов. Приведено сопоставление уровня аэродинамического совершенства самолета в схеме летающее крыло с уровнем аэродинамического совершенства для других самолетов отечественного и зарубежного производства. Это сопоставление проведено по параметру ом. Этот параметр учитывает индуктивное сопротивление и сопротивление трения, которые являются главными составляющими сопротивления самолета. Значения аэродинамического качества для всех самолетов образуют определенную зависимость от параметра K 2 и значения, которые были получены для самолета ЛК-0.85, также находятся в пределах этой зависимости. Отсюда можно сделать вывод, что аэродинамическое совершенство самолета в схеме летающее крыло находится на уровне лучших современных самолетов. Аэродинамика реактивных сопл Г.Н. Лаврухин, В.В. Подлубный ЦАГИ им. проф. НЕ. Жуковского, Жуковский Д.В. Мерекин ОКБ Сухого, Москва Представлено обобщение результатов теоретических и экспериментальных исследований реактивных сопл нескольких поколений самолетов различных типов истребителей, бомбардировщиков, транспортных и пассажирских самолетов, гиперзвуковых летательных аппаратов и др. Обобщен летний опыт исследования в России и за рубежом характеристик различных схем реактивных сопл эжекторных сопл с жестким контуром, с разрывом сверхзвукового контура, сопл сцен- тральным телом, сопл двухконтурных двигателей. Приведены результаты исследований как интегральных, таки локальных характеристик сопл, общих свойств и особенностей течения в каждой из рассмотренных схем и типов сопл. Показано влияние геометрических параметров сопли газодинамических параметров потока на интегральные и локальные характеристики сопл. Первая Международная школа-семинар МОДЕЛИ И МЕТОДЫ АЭРОДИНАМИКИ 43 Особое внимание уделено фундаментальным задачам влияния отрывных явлений в каналах на интегральные характеристики выходных устройств. Приведены результаты экспериментальных исследований влияния формы канала на характеристики выходных устройств выявлены режимы, на которых неравномерность потока, порожденная его отрывом в окрестности критического сечения сопла, может привести как к снижению, таки к увеличению потерь тяги сопла. Изучение картины течения в сопле позволило, установить физическую природу влияния отрыва и неравномерности потока на тяговые характеристики сопл. Работа выполнена при частичной финансовой поддержке РФФИ проект № 00-01-00158). Разработка генератора моделей среды для задач физико- |