Экспериментальные исследования аэродинамических нагрузок при взаимодействии вихревых порывов с поверхностью крыла

Одним из важнейших критериев безопасной и экономичной эксплуатации летательных аппаратов является обеспечение необходимой прочности конструкции. Уровень нагрузок, которым подвергается летательный аппарат в процессе эксплуатации, может значительно изменяться в зависимости от условий, в которых эксплуатируется тот или иной тип самолета. При этом нагрузки на конструкцию во многом определяются внешними воздействиями, возникающими в процессе эксплуатации. Это статические аэродинамические нагрузки при прямолинейном полете в спокойной атмосфере, и нагрузки возникающие при маневрировании, посадке, транспортировке самолета. Отдельное место здесь занимают динамические нагрузки от воздействия неспокойного воздуха.

В настоящее время уровень развития аэродинамики в области исследования стационарных нагрузок и аэроупругости в области исследования динамических нагрузок на самолет очень высок. Созданы расчетные методы, позволяющие получать достоверные результаты, отработана методика экспериментов. Однако для изготовления летательного аппарата, удовлетворяющего современным требованиям летной годности, необходим учет множества расчетных случаев, отраженных в нормах прочности. Задачу проектирования конструкции летательного аппарата можно упростить путем создания мощных вычислительных комплексов, позволяющих применить многодисциплинарный подход к проектированию. Это позволяет оценить основные характеристики аппарата в предельно сжатые сроки. Системы Автоматического Проектирования (САПР) позволяют производить расчет на прочность, моделировать температурные напряжения, аэродинамические нагрузки, прогнозировать частотные характеристики конструкции, а так же рассчитывать динамические нагрузки на конструкцию.

Наряду с разработкой САПР для летательных аппаратов, задачи моделирования явлений аэроупругости входят в нормативную расчетную документацию. Таким образом, экспериментальные исследования в области нестационарных, существенно нелинейных процессов обтекания крыла, являются на данный момент единственным способом получения достоверных результатов, которые могут использоваться для решения задач, регламентируемых Нормами Прочности Летательных Аппаратов. Нагрузки в неспокойном воздухе, работа систем управления и маневренные нагрузки при воздействии вихревых порывов,-все это сказывается не только на прочности, но и на устойчивости и управляемости летательного аппарата и требует комплексного решения этих задач. В связи с этим тематика диссертационной работы является актуальной и необходимой для решения широкого круга задач аэроупругости и управляемости при проектировании летательных аппаратов.

Теме взаимодействия вихрей с несущими поверхностями в данный момент уделяется особое внимание среди ученых, работающих в области механики жидкости и газа. Это следует из растущего количества статей на эту тему в крупнейших изданиях, посвященных решению прикладных задач механики жидкости и изучению летательных аппаратов. На этом фоне нельзя не отметить материалы конференций AIAA, в которых одно из лидирующих мест по количеству работ занимает тема взаимодействия вихрей в вязком потоке.

Как в нашей стране[13, 14, 23] так и за рубежом [30] регулярно выходят сборники статей и работ, посвященных данной теме, проводится большое количество семинаров и конференций.

Большой вклад в развитие методов получения аэродинамических нагрузок в случаях воздействия на JIA внешних возмущений внесли сотрудники ЦАГИ: В. М Чижов, в области моделирования возмущений в аэродинамических трубах и формирования скосов потока, Осьминин Р. И. в области разработки соответствующих методик и схем экспериментов, Федоров В. И. в разработке технического обеспечения и совершенствования методик эксперимента.

Расчет динамического нагружения самолета при воздействии порывов и непрерывной турбулентности требовал разработки специального программного обеспечения и соответствующих алгоритмов, в этой области большой вклад внесли Кузнецов О. А. — разработка расчетных моделей, Орлова Т. И. — алгоритмизация и разработка программного обеспечения, Цымбалюк В. И. — расчеты влияния повторяемости нагрузок.

В этих работах взаимодействие вихрей изучается не только применительно к задачам динамических нагрузок самолетов[1-б, 17, 18], но и частотных и шумовых характеристик лопастей самолетов и вертолетных винтов, изучения влияния моделей океанских течений и макровихрей[25, 29], интерференция сгенерированных вихрей с несущими поверхностями и органами управления используется при реализации характеристик сверхманевренности[11].

Наряду с классическими задачами аэроупругости, которые требуют изучения этих явлений, непосредственное прикладное значение имеет и относительно новый класс задач, — это обеспечение прочности и управляемости летательных аппаратов при воздействии вихревых следов вблизи аэродромов и исследование динамических нагрузок на самолет на больших углах атаки.

Эксперименты, проведенные в рамках данной работы для решения задач поведения самолета при попадании в вихревой кластер, показывают, что в разделе нестационарной аэродинамики есть обширная область явлений, связанных с инерционно-вязкостным взаимодействием конструкции самолета с вихрями, пока еще не имеющая строгого и последовательного изложения.

В диссертационной работе приводится анализ экспериментальных данных, полученных в период с 1997 по 2001 г. Эксперименты, приведенные в работе, проведены в рамках проектов, направленных на изучение вихрей и их взаимодействия с крылом. Использование различных методик и схем эксперимента служило решению следующих задач:

• выявить особенности нестационарных нагрузок, действующих на крыло при воздействии на него однократных ступенчатых порывов;

• определить типы процессов интерференции крыла с вихрем при пересечении крылом пары вихрей;

• исследовать нестационарные нагрузки на крыло при воздействии вихревых порывов различного спектрального состава;

• изучить явления и характерные закономерности при воздействии гармонических порывов воздуха на крыло и конструкцию самолета в целом;

• определить картины обтекания и распределения давления по профилю крыла, при наличии пульсаций скорости в набегающем потоке.

При этом эксперименты охватывали широкий диапазон углов атаки крыла, в том числе диапазон больших и закритических углов атаки.

Научная новизна. Из полученных результатов наиболее важными и новыми являются следующие:

• определены типы взаимодействия пары вихрей с профилем крыла;

• измерены реакции упругого крыла на однократные порывы на больших углах атаки, выявлены характерные зависимости от углов атаки;

• измерены колебания давления по поверхности профиля, при наличии в потоке гармонических пульсаций и при собственных колебаниях профиля на разных углах атаки;

• получены характерные особенности суммирования форм колебаний конструкции самолета;

• получена зависимость приращений давления от угла атаки крыла при гармоническом изменении вертикальной составляющей потока;

• выявлен сдвиг фаз аэродинамической нагрузки относительно порыва на больших углах атаки.

Достоверность полученных результатов подтверждается применением апробированных методов, сопоставлением расчетных и экспериментальных данных, корректной методикой проведения экспериментов.

Практическая ценность работы состоит в разработке методик, позволяющих экспериментально определять основные характеристики нестационарных процессов, протекающих при взаимодействии крыла с вихревыми структурами, и получать значения нестационарных аэродинамических нагрузок при больших углах атаки, и в конкретных результатах исследований.

Полученные результаты по сдвигу фаз и свойств гармоничности и негармоничности колебаний давления и распределения амплитуд этих колебаний по профилю, играют большую роль как при практическом моделировании и расчетах нестационарных аэродинамических нагрузок, так и с точки зрения развития фундаментальной науки.

Личный вклад автора заключается в участии в разработке методик экспериментов, их проведении, подготовке исследуемых образцов и снятии необходимых характеристик. Лично автором проведена обработка полученных результатов и их анализ, классификация и выявление полученных закономерностей, а также подбор соответствующих численных методик расчета.

Реализация работы. Выполненная работа непосредственно связана с тематическим планом института и выполнением зарубежных контрактов ЦАГИ.

Апробация работы. Материалы диссертационной работы докладывались и обсуждались на тематических и международных конференциях, в частности:

XL, XLI, XLII научной конференции Московского физико-технического института, (1997г., 1998 г., 1999 г.,), г. Долгопрудный;

Всероссийской научно-технической конференции молодых ученых и специалистов, (1998г., 1999 г, 2001 г.), г. Жуковский;

Международной научно-технической конференции, «Современные проблемы аэрокосмической науки и техники», (2000г.) Москва-Жуковский;

На ХП-й школе-семинаре «Аэродинамика летательных аппаратов», (2001г.), пос.Володарского.

Публикация работы. Материалы диссертационной работы изложены в 8 печатных работах, опубликованных в отечественных изданиях (в т. ч. на английском зыке).

На защиту выносятся результаты экспериментов по определению реакции конструкции крыла при воздействии на него вихревых порывов на больших углах атаки и методики экспериментов, позволяющих достоверно получать динамические нагрузки на крыло и распределений давления при воздействии на крыло гармонических и порывов и вихревых порывов произвольной формы.

Эксперименты охватывали широкий диапазон углов атаки и частот гармонических порывов. В результате получены данные, касающиеся поведения изгибающего момента, абсолютных перемещений самолета и частей конструкции под воздействием ступенчатых и гармонических вихревых порывовдавлений и сил, действующих на крыло на разных углах атаки при воздействии порывов, а так же при собственных колебаниях крыла относительно стационарного потока. Получена зависимость амплитуд колебаний давления от угла атаки крыла при гармонических колебаниях.

Анализ экспериментальных данных позволяет выявить основные особенности процессов нестационарного обтекания крыла на больших углах атаки при воздействии вихревых порывов и наличии в потоке гармонических пульсаций. Полученные в работе данные, в связи с выявленными особенностями нестационарных аэродинамических нагрузок на крыло при больших углах атаки, указывают на необходимость дополнения существующих методов норм прочности.

§ 5.3 Выводы.

1. Разработаны методики, позволяющие экспериментально определять основные характеристики явлений, возникающих при воздействии вихревых порывов на конструкцию самолета.

2. Показано, что методы проведения экспериментов позволяют получить данные, соответствующие реализации натурных условий, достоверность моделирования которых также подтверждается аналогичными расчетными результатами.

3. Путем проведения эксперимента в гидротрубе показано, что при взаимодействии пары вихрей с профилем крыла возможны различные типы интерференции профиля с вихревыми структурами, приводящие как к разрушению, так и к увеличению интенсивности вихрей.

4. Разработана методика и получены экспериментальные материалы по перемещениям крыла при полете в турбулентной атмосфере, необходимые для определения устойчивости вихревого следа.

5. Исследовано динамическое поведение упругого крыла на больших углах атаки и выявлено, что приращения изгибающего момента при воздействии ступенчатых порывов не зависят от установочного угла атаки крыла.

6. Измерены колебания давления по поверхности профиля при наличии в потоке гармонических пульсаций и при собственных колебаниях профиля на разных углах атаки. Получено, что максимумы амплитуд колебаний давления смещаются от передней кромки к середине профиля при увеличении угла атаки от малых до закритических углов атаки.

7. Выявлен сдвиг фаз между нагрузкой на испытуемый профиль и вертикальной составляющей скорости порыва на больших углах атаки.