Рис. 2. Буксировочная мощность судна водоизмещением 1000 т без бульба (7) и с бульбом (2)
Рис. 3. Кривые вертикальных ускорений килевой качки судна водоизмещением 1000 т на встречном волнении различной интенсивности:
7 — без бульба; 2 — с бульбом; 3 — принятая норма ускорений
бающего момента рассмотренных моделей на волнении. Но отмеченное снижение ускорений на носовом перпендикуляре позволяет рассчитывать на то, что этот момент, во всяком случае, не будет существенно превышать тот же момент для модели без бульба на волнении до 5 баллов включительно — пока не начнется слеминг нижней поверхности бульба. А интенсивность слеминга будет в основном определяться формой этой поверхности.
Выполненные экспериментальные исследования показали, что применение носового бульба новой формы обеспечивает: снижение буксировочного сопротивления при числе Фруда до 0,7 (например, для 1000-тонного судна — в диапазоне скоростей 25—35 уз); снижение ускорений в носовой части судна на встречном волнении, что позволит поддерживать более высокую скорость при соблюдении заданных норм мореходности. Например, для
судна с бульбом достижима скорость до 30—35 уз на волнении 5 баллов, для того же судна без бульба — 10 уз. При иных исходных данных конкретного корпуса потребуется экспериментальное уточнение оптимальной формы и расположения бульба.
Бульб новой формы может быть применен на однокорпусных и многокорпусных судах с традиционной формой обводов (катамаранах, тримаранах, судах с аутригерами).
ВЛИЯНИЕ НЕОДНОРОДНОСТИ ГИДРОДИНАМИЧЕСКОГО ПОТОКА НА МОМЕНТНО-СИЛОВЫЕ НАГРУЗКИ НА СУДОВЫХ КРЫЛЬЕВЫХ КОНСТРУКЦИЯХ
С. Б. Старцев, канд. техн. наук (ГНЦ ЦНИИ
им. академика А. Н. Крылова) удк 532.5:629.5.025.1
Воздействие неоднородности набегающего потока на гидродинамические характеристики крыльев представляет значительный интерес для прикладных задач корабельной гидродинамики. Многие крыльевые конструкции кораблей и судов (стабилизирующие элементы, рули) работают в условиях частичного или полного погружения в пограничный слой корпуса. Влияние выступающих частей, искажающих поток, также создает определенную неоднородность набегающего потока. Все это приводит к тому, что эффективность крыльевых элементов может существенно снижаться. Поэтому при проектировании крыльевых конструкций должны учитываться перечисленные факторы, а эффективную пло-
щадь рулей и стабилизаторов необходимо определять с учетом коэффициента потери скоростного напора от реального подтормаживания потока. Неоднородность гидродинамического потока, набегающего на крыло, определяется полями местных скоростей потока и углов атаки.
Для оценки влияния различных форм неоднородности потока на моментно-силовые характеристики крыла использовалась вихревая расчетная схема несущей поверхности конечного размаха при взаимодействии с неоднородным установившимся потоком жидкости. На ее основе разработана математическая модель, позволяющая исследовать распределение нагрузки на поверхности крыльевой конструкции при
различных формах и степенях неоднородности набегающего потока в рамках линейной постановки задачи. В лаборатории аэродинамики судов ЦНИИ им. академика А. Н. Крылова разработана вихревая модель крыла, позволяющая производить расчет гидродинамических характеристик (ГДХ) судовых крыльевых конструкций при любых формах и степенях искажения поля скоростей набегающего потока [1]. В основе создания модели принята схема Бирнбаума— Кюсснера для системы присоединенных вихрей и вихревой пелены за крылом [2]. Рассматриваемое крыло в плане также может иметь произвольную форму. Данные факторы указывают на широту прикладной стороны разработанного метода, так как и геометрия судовых крыльевых элементов, и неоднородность набегающего на них потока имеют в действительности бесконечное количество сочетаний и вариантов. Для исследования характеристик судовых крыльевых конструкций разработана программа «Stream» для ПЭВМ — «Расчет ГДХ судовых крыльевых конструкций,
Рис. 1. Расположение крыла по отношению к плоскости задания характеристик набегающего потока:
С — точки задания характеристик набегающего потока (в плоскости УОТ); С/ — точки С, спроектированные на плоскость крыла (Х1 ОТ): а — угол атаки, град; (•М — произвольная контрольная точка крыла; 1 — плоскость задания характеристик потока; 2 — плоскость крыла
работающих в неоднородном потоке жидкости». Неоднородность потока задается в матричной форме значениями местных скоростей или местных углов атаки а^, соответствующих прямоугольному сечению потока (плоскость УОТ), перпендикулярному вектору средней скорости У^. Геометрия координатного поля определяется размерами поперечного сечения области потока, влияющего на гидродинамические нагрузки на крыле. Схема взаимного расположения крыла и плоскости задаваемых характеристик потока представлена на рис. 1.
руются на плоскость крыла Х1 ОТ. При такой проекции координаты точек задаваемых значений на крыле не зависимы от координат контрольных точек крыла. На рис. 2 приведена схема расположения одной из произвольно взятых контрольных точек и близлежащих к ней четырех точек, спроектированных в плоскости УОТ, в которых заданы характеристики потока. Величины а1, а2, а3 и а4 имеют произвольные значения и могут быть не равными между собой.
Характеристика потока А в контрольной точке крыла М определяется по ее значениям, заданным в четырех близлежащих спроектированных точках а1, а2, а3 и а4 плоскости крыла. При этом учитывается расположение точки М по отношению к четырем близлежащим точкам С^, С^, С3' и С4'. Величина А определяется поэтапно вычислением среднеарифметических величин: а^ — между а1 и а2 в зависимости от соотношения расстояния (7м - z1з)/(zз4 -7м); аз4 — между аз и а4 в зависимости соотношений расстояний (7 -
713)/(734 - 7м); А — между а12 и а34 в зависимости от соотношений рас-
12
34 '
Рис. 2. Схема произвольного расположения контрольной точки М к близлежащим точкам, в которых задаются характеристики потока:
cij — значение характеристики потока в точке С/ (угол атаки или скорость потока); A — значение характеристики потока в контрольной точке крыла М
Ширина координатного поля (по оси OZ) равна размаху крыла
1кр> ВЫсота (по оси OY) h = V'^max' где B кр — средняя хорда крыла,
атп — максимальное значение угла
max
атаки (см. рис. 1). Точки плоскости задаваемых значений местных характеристик потока YOZ проекти-
Рис. 3. Схема определения характеристики потока в контрольной точке:
1, 2, 3 — точки на плоскости крыла; Ь — характеристика потока в /-й точке плоскости крыла (угол атаки или скорость потока)
тельное выражение для искомой величины А:
A =
V 1
(z34- zJ (а1- а2) (z34- z13)
(z3£-z)a:a)
(z34- z13)
(х1м- X12) (x34- X12)
(х1м- X12) (x34- X12)
(5)
стояний (хм
Расчеты каждого этапа производятся по схеме, представленной на рис. 3. Для каждого этапа Ь, d и 1 имеют свои определенные значения в соответствии с данными таблицы.
Значения Ь3 определяются для общей схемы: Ь3 = Ь2 + р, где р = (1 -
$ *дУ, *ду = (Ь1 - Ц)//.
Подставляя значения р и 1ду в выражение для Ь3, получим:
Ь3 = Ь2 + (1 - (Ь1- Ь2)/1. (1)
В соответствии с выражением (1) производятся поэтапные вычисления
а12 = а2 + [(734 - 713) - (7м- 713)1 (а1 - а2)/734- 713);' (2) а34 = а4 + [(734 - 713) - (734 - 713)] (а3 - а4)/(734 - ^ (3)
А = а12 + [(х34 - Х12) - (х34 - Х 1м)] (а34 - а12)/(х34 - Х12). 14)
По зависимости (5) определяются характеристики набегающего потока в контрольных точках крыла. Для проведения расчетов необходимо иметь данные исходных характеристик потока в плоскости УОТ и координаты спроектированных точек плоскости УОТ на плоскость крыла Х1ОТ, в которых задаются характеристики потока.
Рис. 4. Зеркально отображенная эпюра скоростей набегающего на крыло потока
При использовании программы «Stream» были проведены исследова-При подстановке зависимо- ния характеристик прямоугольного в стей (2) и (3) в (4) находят оконча- плане крыла с различными удлинениями (^кр = 1; 3; 10) при произволь-
Данные для расчета характеристики потока А
Этап l d b1 Ь2 b3
1 2 3 z34 - z13 z34 - z13 X34 - X12 z13 zм- z13 X34 - х1м а1 а3 а34 а2 а4 а12 а12 а34 A
+
+
Рис. 5. Зависимость коэффициента подъемной силы крыла С от угла атаки а:
а — в двумерном пограничном слое потока; б — в потоке с двумерным симметричным искажением эпюры местных скоростей; в — в потоке с трехмерным локальным искажением эпюры местных скоростей; 7, 2 — X = 1; 3, 4 — X = 3; 5, 6 — X = 10;
— однородный поток; -
— неоднородный поток
но выбранных формах неоднородности полей местных скоростей и местных углов атаки. Определялся коэффициент подъемной силы крыла Су в зависимости от угла атаки а. Расчеты проводились при разбиении несущей поверхности крыла на 2500 панелей (50 х 50). В качестве примера были рассмотрены три характерных варианта неоднородности набегающего на крыло потока.
Крыло, примыкающее к стенке в двумерном пограничном слое набегающего потока. Толщина пограничного слоя независимо от удлинения крыла Хкр принята равной половине размаха крыла 0,5 ¿кр.
Влияние экрана на подъемную силу крыла учитывалось через зеркальное отображение крыла и формы пограничного слоя. Рассчитывались характеристики крыла с удвоенным размахом при натекании потока, имеющего отображенную форму пограничного слоя. Для крыла с исходной величиной удлинения Хкр результаты делились на два. На рис. 4 представлена эпюра местных скоростей потока вблизи экрана с двумерным пограничным слоем. Указаны размеры плоскости и матрица задаваемых безразмерных значе-
ний местных скоростей потока
Зависимости коэффициента подъемной силы Су от угла атаки а при однородном набегающем потоке и влиянии неоднородности потока, обусловленной двумерным пограничным слоем жидкости с заданной эпюрой продольных скоростей, приведены на рис. 5, а.
Крыло в свободном потоке с двумерным симметричным искажением эпюры местных скоростей У^/Ч«. Этот вариант представляет интерес при исследовании влияния местных препятствий, подтормаживающих набегающий поток, на уменьшение эффективности работы крыла.
В качестве
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.