FloEFD: моделирование аэродинамики внешних течений

Аэродинамика внешних течений является важнейшей
теоретической основой при разработке аэрокосмической техники и проведения
аэродинамических расчетов современных самолетов и других летательных аппаратов.
На сегодняшний день значение этой отрасли гидрогазодинамики непрерывно растет
ввиду создания нового поколения коммерческих и военных самолетов, а также
беспилотных летательных аппаратов. Несомненно, газодинамическое моделирование
играет очень важную роль в этой области. Панельный метод предварительной оценки
и другие методы используются до сих пор, однако применение газодинамического
моделирования позволяет получить более точные результаты и более полную
информацию о показателях эффективности транспортных средств на самом раннем
этапе проектирования.


успешно
использовался для моделирования внешней аэродинамики в самых разных
исследованиях, начиная от аэрофотосъемок и заканчивая моделированием целого
самолета во всем физически допустимом диапазоне чисел Рейнольдса, включая
дозвуковые, трансзвуковые и сверхзвуковые скорости. По сравнению с традиционным
подходом к газодинамическому моделированию, FloEFD позволяет
получить гораздо более подробные результаты. В систему встроено несколько
дополнительных математических моделей для проведения более детального анализа. Например,
в FloEFD есть
модель перехода между ламинарным и турбулентным течением, а также новейшая и
эффективная модель граничного слоя. FloEFD
имеет
несколько вариантов визуального отображения результатов, что позволяет
исследовать сложную трехмерную структуру потока и представить его
аэродинамические параметры в понятной форме.

В данной статье мы рассмотрим две модели самолетов. Первая –
исследовательская модель NASA
Common Research (далее
– NASA CRM) в конфигурации «крыло-корпус-горизонтальное
хвостовое оперение», а вторая - российский коммерческий самолет Ту-214.
Основная цель исследования состояла в получении аэродинамических характеристик
транспортных средств, таких как коэффициенты подъемной силы, коэффициент
лобового сопротивления, коэффициент момента тангажа и коэффициент давления,
которые затем сравнивались с экспериментальными данными

Сперва рассмотрим моделирование внешних течений на модели NASA CRM в
конфигурации «крыло-корпус-горизонтальное хвостовое оперение» и сделаем особый
акцент на полученных аэродинамических коэффициентах. Само возникновение
открытой модели NASA CRM благодаря заинтересованным сторонам, которые в разное
время просили NASA
о
содействии в разработке современных экспериментальных баз данных, которые
послужили бы эталоном для проверки работы программных пакетов для газодинамического
моделирования [1]. NASA
создали трансзвуковую надкритическую конфигурацию крыльев с отличными аэродинамическими
характеристиками и высокой эффективностью в вариантах с кабиной/пилоном или без
них. Горизонтальный хвост спроектирован для получения большого числа Маха, а
его геометрия подходит под типовые требования к устойчивости и управляемости
самолета. Фюзеляж выполнен по типу широкофюзеляжного коммерческого
транспортного самолета. На фюзеляже также есть обтекатель крыла и обтекатель
для горизонтального хвоста. Модель NASA CRM представлена на рисунке 1

Рисунок 1.Модель NASA CRM

 

Расчеты проводились при следующих параметрах: M = 0.85, P∞ = 201300 Па и T∞ = 210.9 K. Угол атаки изменялся в диапазоне от 0°
до 4°. Наилучшие результаты были получены в сетке модели вблизи самолета с
некоторыми уточнениями при расчете с помощью технологии Solution Adaptive Refinement (SAR)(Адаптивное уточнение решения),
встроенной в FloEFD.
Следует обратить внимание на точное разрешение сетки вблизи передней кромки
крыла.

 

Коэффициент подъема, поляры, коэффициент момента тангажа и
распределение коэффициента давления по хорде на 49,9% полупролета были получены
из резульутатов расчетов и эксперимента [2] и представлены на рисунках 2 и 3. Система
FloEFD
отлично справилась с расчетом коэффициентов подъемной силы и коэффициентом
сопротивления в линейной области. Расчет коэффициента момента тангажа показал
чуть большие отклонения. Также имеется незначительное расхождение коэффициента Cp между результатами расчета и эксперимента.
Распределение давления по траекториями потока, окрашенное пропорционально числу
Маха при М = 0.85 и угле атаки 4°, показано на рисунке 4



 

Коэффициент
момента тангажа (верхний график) распределение коэффициента давления по хорде
на 49,9% полупролета (нижний график) модели NASA CRM

 

 

Рисунок 4.Распределение давления с окрашиванием потока пропорционально числу Маха при M =0.85 и угле атаки 4° модели NASA CRM

 

Далее мы рассмотрим характеристики российского
коммерческого самолета Ту-214, разработанного известным российским
авиастроительным ОКБ «Туполев» (рис. 5). Этот самолет представляет собой свободнонесущий
моноплан, выполненный по классической схеме с низко установленным крылом, хвостовым
узлом на фюзеляже и двумя турбореактивными двигателями, установленными на
пилонах под крылом.

 

Ту-204/214 разрабатывались как семейство самолетов, в
котором предусмотрены пассажирские, грузовые, комбинированные и быстросменные варианты
конфигураций. Это семейство относится к четвертому поколению воздушных судов,
которые имеют более высокий уровень надежности и топливной эффективности [3].
Для разработки этого семейства самолетов были применены новейшие
научно-технические разработки в области аэродинамики, прочности, двигательной
техники, материалов, электроники и эргономики

Рисунок 5.Модель российского коммерческого самолета Ту-214

Расчет проводился при
следующих параметрах: M = 0.6, P∞ =
101325 Па и T∞ = 288.15 K. Угол атаки варьируется в
диапазоне от -3° до 18°. В расчете была учтена работа двигательной установки
самолета. Расчеты FloEFD совпадают с данными испытаний самолета Ту-214 в аэродинамической
трубе. Сравнение производилось по интегральным параметрам, таким как
коэффициент подъема, коэффициенты сопротивления. Все эти параметры сравнивались
с экспериментальными данными.

Коэффициент
подъема и поляры представлены на рисунке 6. Следует отметить, что хороший
расчет предсказание этих коэффициентов, выполненный FloEFD, был получен при рассмотрении числа Маха. Аэродиномическая
производная, полученная в FloEFD, также совпала с экспериментом, расходясь примерно на 1.7%.

 

Рисунок 6. Коэффициент подъема (верхний график) и  поляра (нижний график) модели Ту-214 (Экспериментальные данные предоставлены ОКБ «Туполев»)

Распределение коэффициента давления с окрашиванием в FloEFD
при M = 0,6 и угле атаки 10° представлено на рисунке 7. Использование
технологии LIC позволяет хорошо наблюдать за поведением потока вблизи
поверхности самолета.

 

Сравнение измеренных и прогнозируемых значений основных
интегральных параметров, таких как коэффициенты подъемной силы, сопротивления и
момента тангажа, показывают, что FloEFD
подходит для расчетов в исследуемом классе задач и позволяет осуществлять
прогнозирование аэродинамических параметров. Следует отметить, что FloEFD напрямую
экспортирует данные о давлении и температуре в качестве нагрузок для
структурного анализа на структурную сетку в формате NASTRAN, что позволяет менять
параметры автоматически, а не вручную

Рисунок 7.Распределение коэффициента давления при M =0.6 и угле атаки 10° на модели Ту-214 (Экспериментальные данные предоставлены ОКБ «Туполев»)
Рисунок 8.Траектории потоков, окрашенные пропорционально числу Маха при M =0.6 и угле атаки 10° на модели Ту-214 (Экспериментальные данные предоставлены ОКБ «Туполев»)

Подробнее о FloEFD: http://cad-is.ru/floefd

По вопросам приобретения, бесплатного тестирования и любым другим вопросам, пожалуйста, обращайтесь: 📨  info@cad-is.ru 📞 7 495 740 05 10

Рекомендуем прочитать

No items found.