МЕХАНИКА ЖИДКОСТИ И ГАЗА <5 • 2008
УДК 532.527:533.694
© 2008 г. А. В. ВОЕВОДИН
РАСЧЕТНЫЕ ИССЛЕДОВАНИЯ ВЛИЯНИЯ КОНЦЕВЫХ ПОВЕРХНОСТЕЙ КРЫЛА НА ЭВОЛЮЦИЮ ВИХРЕВОГО СЛЕДА ЗА САМОЛЕТОМ
Проведено исследование влияния концевых поверхностей крыла на аэродинамические характеристики тяжелого самолета и параметры вихревого следа за ним на режиме посадки. Решение полной задачи получено путем разбиения следа на области: ближнего, промежуточного и дальнего поля течения, в которых последовательно решаются соответствующие подзадачи. Получены поля течения в следе на разных расстояниях от самолета, распределения средней окружной скорости по радиусу вихря и оценки времени жизни вихревой системы для нескольких вариантов одно-и двухэлементных законцовок крыла. Все данные приводятся в сравнении с базовой компоновкой, не имеющей законцовок.
Ключевые слова: безопасность полетов, вихревой след, концевые поверхности крыла.
За последнее время в печати появился ряд работ, а которых исследуются проблемы, связанные с эволюцией следа за тяжелыми транспортными самолетами (обзор может быть найден в [1]). Повышенный интерес к этой теме обусловлен тем, что она связана с вопросами безопасности полетов, особенно в зонах с интенсивным движением самолетов (например, в районе крупных аэропортов). Опасность попадания второго летательного аппарата в вихревой след впереди летящего самолета увеличивается на посадочных режимах, когда добавляются такие факторы, как близость поверхности земли, необходимость полета в узком коридоре и повышенная циркуляция следа.
В определенных пределах время Т;, в течение которого интенсивность следа падает до уровня, когда он уже не представляет угрозы для второго самолета, может быть уменьшено посредством воздействия на структуру вихревой пелены, сходящей с крыла (в частности, при использовании альтернативных схем управления механизацией) [2-4].
На некоторых современных самолетах устанавливают концевые крыловые поверхности (винглеты). Эти аэродинамические элементы позволяют уменьшить индуктивное сопротивление, повысить дальность полета, снизить потребление топлива и уровень шума при взлете [5, 6]. При этом также происходит изменение циркуляции вихревой системы, порождаемой самолетом, и ее перераспределение вдоль размаха крыла, что должно повлиять на величину Т;. В настоящей работе исследуется задача о влиянии законцовок крыла на эволюцию и интервал безопасности Т; вихревого следа за самолетом на режиме посадки.
1. Модель вихревого следа и процедура расчета. Развитие следа за самолетом от момента зарождения до его разрушения происходит на временах порядка нескольких сотен секунд, что при скоростях полета, характерных для режима посадки, соответствует расстояниям порядка десятка километров. Прямое численное решение задачи на таких масштабах невозможно. В то же время, принимая во внимание физику эволюции следа, можно разделить всю область течения на несколько подобластей, в которых будут решаться более простые задачи, учитывающие специфику течения в конкретной подобласти, и таким образом получить решение полной задачи. Такой подход описан в [7], где проведено его тестирование и получено хорошее согласование результатов расчетов с данными трубного и летного эксперимента.
В соответствии с [7], разобьем область течения иа три участка. В ближнем следе (I) (окрестность самолета) течение существенно трехмерно. В результате решения задачи об обтекании самолета с учетом особенностей его геометрии (отклонение органов управления и механизации крыла) необходимо получить поле течения на выходе из этой зоны, которое будет использоваться в качестве начальных данных для расчета в следующей области. В настоящей работе для решения задачи в области I использовался панельный метод [8].
В области II происходит трансформация вихревого следа со сложным распределением завихренности в одну или несколько пар вихрей. Основная пара объединяет в себе завихренность, сошедшую с кромок крыла и механизации. Кроме того, в зависимости от конкретной геометрии самолета возможно образование дополнительных вихрей (например, объединяющих завихренность, сошедшую с горизонтального оперения). Формирование системы концентрированных вихрей завершается на расстоянии порядка 10 размахов крыла самолета. В данной работе расчет эволюции следа с учетом турбулентности атмосферы до момента слияния вихрей проведен путем решения нестационарной краевой задачи для двумерных осредненных по Рейнольдсу уравнений Навье-Стокса с помощью программы [7].
Согласно [9], в области III процесс разрушения следа имеет две фазы: медленной диффузии и последующей фазы быстрого разрушения. Расчет в этой области проводился методом 2D URANS с использованием специально разработанной для этих целей алгебраической модели турбулентности [7]. Физическая модель потери циркуляции, предложенная в той же работе, позволяет определять ее изменение по времени вплоть до момента полного разрушения вихря. Вместо расчетов в областях I и II в качестве начальных данных для области III можно было бы использовать поле течения, задаваемое инженерной моделью [10]. Однако эта модель не учитывает конкретные особенности компоновки, в частности наличие и форму концевых поверхностей крыла.
2. Результаты расчетов. Исследования влияния законцовок крыла на вихревую систему летательного аппарата и интервал безопасности вихревого следа были проведены для модели самолета A330-300 на режиме посадки. При этом скорость полета U= 70 м/с, вес самолета G = 168 т, угол атаки а = 8°, отклонение закрылков 5з = 32° и отклонение горизонтального оперения - минус 7°. Крыло этого самолета имеет размах 60.3 м, длина фюзеляжа составляет 64 м, характерная площадь S = 363.1 м2.
Рассмотрены как одинарные, так и двойные трапециевидные концевые крылышки с различными углами установки по отношению к поверхности крыла ф1 и ф2 (ф < 0 соответствует отклонению вниз). Размах законцовок составлял 2.7 м, стреловидность по передней кромке около 36°. Расчеты проведены для следующих углов их установки: одинарные - ф1 = ±90, ±70, ±54, ±30° и 0, двойные - ф1/ф2 = 120/-120, 120/-54, 90/-90, 90/-54 и 54°/-54°. На фиг. 1 показан один из вариантов законцовки крыла с двумя концевыми крылышками при углах установки ф^ф2 = 120°/-54°.
Расчет течения в ближнем поле. Как указано выше, расчет обтекания самолета и конфигурации следа в ближнем поле проводился с помощью панельного метода, реализованного в программе VORTPAN [8]. Для моделирования поверхности фюзеляжа здесь используются четырехугольные панели с распределенными по их поверхности источниками (плотность источников постоянна на панели). На срединной поверхности крыла располагаются вихревые рамки. Кроме того, на срединной поверхности крыла располагаются панели источников, интенсивность которых считается известной и определяется по распределению толщин профилей, формирующих крыло, т.е. толщина крыла учитывается в линейной (по его толщине) постановке. В контрольных точках на поверхности фюзеляжа и срединной поверхности крыла выполняется условие непротекания. Вихревой след за крылом моделируется вихревыми нитями (состоящими из прямолинейных отрезков), которые выстраиваются вдоль вектора местной скорости в процессе
Фиг. 1. Геометрия законцовки с двумя концевыми крылышками: а - вид спереди, б - вид сбоку; 1 - крыло
Фиг. 2. Рассчитанная форма вихревой пелены для случая ф1 = 120°, ф2 = -54°
специальной итерационной процедуры. Направление последнего полубесконечного отрезка каждой нити совпадает с направлением вектора скорости на бесконечности.
При расчетах всех вариантов компоновки использовалась единая сетка на фюзеляже, крыле, закрылках и горизонтальном оперении. Полный объем расчетной сетки (для полумодели) составлял 1022 панели с неизвестными особенностями (1124 для вариантов с двойными законцовками). Пример рассчитанной формы вихревой пелены приведен на фиг. 2.
Ниже приведены данные об изменении аэродинамических коэффициентов компоновки при а = 8°.
%
90
Аеуа 4.01Е-03 Аеха -5.30Е-04
70
1.10Е-02 -3.23Е-03
54
2.13Е-02 -5.76Е-03
30
3.30Е-02 -9.31Е-03
-30
-54
-70
-90
4.02Е-02 3.20Е-02 1.41Е-02 6.10Е-03 -7.90Е-03 -1.18Е-02 -1.06Е-02 -6.60Е-03 -3.16Е-03 8.50Е-05
О
0
ф1/ф2, ° 120/-120 90/-90 54/-54 90f/-90 120/-54 90/-54
4суд -1.40Е-02 3.02Е-03 3.10Е-02 6.98Е-03 1.71Е-02 1.99Е-02
4сга 2.47Е-03 -2.25Е-03 -9.97Е-03 -3.22Е-03 -6.02Е-03 -6.35Е-03
Здесь Дсуа = суа - суа^, где суа и еуао - коэффициенты подъемной силы компоновки с законцовкой и без нее (базовый вариант). При этом обезразмеривание производилось
^-30
Фиг. 3. Распределение продольной компоненты завихренности юх; X = 10 м
на площадь базового крыла. Верхнее концевое крылышко на компоновке 9017-90° имеет обратную стреловидность передней кромки -36°. Видно, что почти все варианты исследованных законцовок дают прирост подъемной силы, что находится в согласии с результатами [5].
Сравнение коэффициентов индуктивного сопротивления уместно проводить при фиксированном значении подъемной силы. При этом можно либо сохранять коэффициент подъемной силы, уменьшая соответствующим образом угол атаки а, либо фиксировать а и изменять скорость полета. Чаще используется первый способ. Выше приведены значения Лсха = с*а - сх%, где с*а - коэффициент сопротивления компоновки с за-концовкой при таком угле атаки, когда коэффициент подъемной силы равен суа , а схад - коэффициент сопротивления базовой компоновки при исходном угле атаки. Видно, что наличие законцовок почти во всех случаях приводит к уменьшению индуктивного сопротивления компоновки (Лсха < 0).
В результате расчетов обтекания компоновок получены поля завихренности в следе на расстоянии X = 10 м от конца фюзеляжа. Эти данные использовались далее в качестве начальных для расчетов в области II. На фиг. 3 приведено распределение продольной компоненты завихренности юх для варианта ф1 = 54°, ф2 = -54°. Здесь видны области завихренности, сошедшей с кромок закрылка и законцовок крыла, а также область отрицательной завихренности, порождаемой горизонтальным оперением.
Эволюция следа в области II. Рас
Для дальнейшего прочтения статьи необходимо приобрести полный текст. Статьи высылаются в формате PDF на указанную при оплате почту. Время доставки составляет менее 10 минут. Стоимость одной статьи — 150 рублей.