Assessment of wing deformation influence on airload determination at the initial design stages

Full Text

Введение [‡] Аэродинамика является одним из основных факторов, влияющих на характеристики самолета, включая топливную эффективность, акустические эффекты, а также нагружения его элементов и агрегатов. На аэродинамические характеристики оказывают влияния такие факторы, как компоновка [1] с учетом двигателя [2] и механизации [3], обледенение поверхности при полетах в облаках с различным фазовым составом [4; 5]. Наибольшее число исследований в области аэродинамики сосредоточено на изучении различных новых вариантов конструкций и геометрических форм [6] с последующим сравнением экспериментальных данных с результатами численного моделирования и их объединением в расчетах [7]. Однако также проводятся работы по изучению влияния геометрических характеристик крыла на аэродинамику [8] при различных режимах полета [9], в том числе для адаптивных крыльев [10]. Учитывается многодисциплинарность задачи [11], решение и оптимальные результаты которой достигаются с помощью применения различных методов, таких как генетические алгоритмы [12], топологическая оптимизация [13], сопряженных градиентов [14]. Из вышеизложенного понятно, что проводимые работы затрагивают множество вопросов из области аэродинамики, которые трудно одновременно учесть при проектировании изделий, в том числе из композиционных материалов [15-17], поэтому наличие универсальной методики [18] позволит получить первичную конструкцию крыла с учетом основных факторов. Цель настоящей работы заключается в анализе влияния учета деформации крыла на определяемые аэродинамические нагрузки на этапе проектных расчетов для обеспечения создания оптимальных конструктивно-силовых схем из полимерных композиционных материалов (ПКМ). 1. Исходные данные Объектом исследования выбрано стреловидное крыло пассажирского авиалайнера [19] размахом 35 м со спрямленным участком и несимметричным аэродинамическим профилем (рис. 1). Рассматривалась изолированная поверхность. Рис. 1. Внешний вид модели крыла [Figure 1. View of wing model] Расчет проводился для крейсерского режима полета на высоте 11 500 м со скоростью 242 м/с. Рассматривалось несколько углов атаки (0, +11, -7°), соответствующих различным режимам полета. Вычисления проводились с помощью метода конечных объемов в программном комплексе ANSYS, в котором реализовано решение усредненных по Рейнольдсу уравнений Навье - Стокса (RANS) с применением модели турбулентности k-ε. Воздух считался совершенным газом, параметры стандартной атмосферы взяты по ГОСТ 4401-81. При расчете обеспечивался критерий схождения 10-4 (точность решения). Модель исследования представляет собой параллелепипед. Расстояние от края расчетной области до объекта исследования составляло 5 длин хорд для ускорения расчетов [20]. Параметры набегающего потока, соответствующие режиму полета, задавались на фронтальную поверхность, истекающий поток - на тыльную поверхность (рис. 2). На крыле отсутствует скольжение, то есть скорость потока на поверхности равна нулю, на остальных поверхностях - свободное течение. Построена нерегулярная объемная тетраэдральная сетка с дискретизацией у поверхности крыла и пятью слоями призматических ячеек для учета граничных эффектов. Рис. 2. Схема расчета: 1 - воздушная среда; 2 - крыло; потоки: А - набегающий; Б - истекающий; В - условие симметрии [Figure 2. Design schedule: 1 - air; 2 - wing; flow system: A - inlet; Б - outlet; В - symmetry condition] Рис. 3. Варианты крыльев: 1 - угол атаки +11°; 2 - недеформированное; 3 - угол атаки 0°; 4 - угол атаки -7° [Figure 3. Wing form: 1 - angle of attack +11°; 2 - undeformed; 3 - angle of attack 0°; 4 - angle of attack -7°] Проведено моделирование обтекания крыла исходной недеформированной геометрии при трех углах атаки. Полученные значения давлений были использованы в качестве нагрузок при расчете напряженно-деформированного состояния, в результате моделирования которого также определены три формы деформации крыла (рис. 3). На основе полученных перемещений в конструкции выполнены геометрические модели изогнутого в полете крыла и проведено исследование обтекания повторно для каждого. 2. Результаты параметрического моделирования В результате параметрического моделирования получены и проанализированы значения давления по крылу, температуры, характер обтекания крыла. Представлены графики распределения давления по профилю крыла в различных сечениях для рассмотренных вариантов нескольких расчетных случаев (0° - рис. 4; +11° - рис. 5; -7° - рис. 6), где - относительная координата точки профиля. Рис. 4. Распределения давления по профилю крыла при угле атаки : недеформированное ( ) и деформированное ( ) крылья [Figure 4. Air-load distribution over the wing profile at angle of attack : undeformed ( ) and deformated ( ) wings] Рис. 5. Распределения давления по профилю крыла при угле атаки : недеформированное ( ) и деформированное ( ) крылья [Figure 5. Air-load distribution over the wing profile at angle of attack : undeformed ( ) and deformated ( ) wings] Рис. 6. Распределения давления по профилю крыла при угле атаки : недеформированное ( ) и деформированное ( ) крылья [Figure 6. Air-load distribution over the wing profile at angle of attack : undeformed ( ) and deformated ( ) wings] При угле атаки 0° в сечении I деформации минимальны, но больше, чем в корневом сечении, и составляют 0,5-1 %. Наибольшее различие в величинах давления наблюдается по носовой части наветренной стороны (крыло имеет крутку - угол установки у корня равен 3°), максимальное различие составляет 1,5 %. В хвостовой и средней части сечения значения имеют одинаковый характер, различие не более 0,5 %. С увеличением деформации крыла изменяются и величины давлений. Для сечения II в носовой части, а также для нижней обшивки различие достигает 3 %. В концевой части крыла (сечение III), ввиду наибольшего отклонения, различие в значениях величины давления максимально и составляет 7 % в носовой части с уменьшением в хвостовой до 0,5 %. Значения для деформированного крыла выше. Стоить отметить, что для деформированного крыла при больших значениях само распределение имеет более плавный характер, графики давления сглаженные. На угле атаки +11° наблюдается снижение давления для деформированного крыла за счет того, что в некоторых областях не происходит срыв потока и не возникает турбулентных течений (рис. 7). В сечении I в хвостовой части профиль давления выравнивается и значения давления уменьшаются (различие составляет 5 %), повышенного давления по нижней обшивке не наблюдается. В носовой части снижается пик давления на 10 %. В сечении II на верхней обшивке, находящейся с наветренной стороны, для недеформированного крыла значения больше на 9 % (в данной области образуются завихрения), однако за счет изменения геометрии при деформации данного эффекта не возникает. Общий вид графиков имеет схожий характер, но для деформированного крыла более равномерен и сглажен. Для угла атаки -7° наблюдается как снижение давления за счет деформации (максимальное снижение давления составляет 19 % в зоне носовых частей), так и незначительное - до 3 % - увеличение (хвостовые части). Однако возникает общее снижение величины давлений. В средних частях разница между значениями не превышает 5 %. При рассмотрении крыльев и деформаций при углах атаки 0°, +11° и -7° не учитывались элементы механизации крыла, которые изменяют геометрию профиля и позволяют уйти от негативных эффектов вихреобразования или отсрочить их появление для больших значений углов атаки. Рис. 7. Направление потока вблизи поверхности крыла при угле атаки +11°, зоны образования завихрений [Figure 7. Airflow streamlines near the wing surface at an angle of attack of +11°, the zone of formation of vortices] Заключение В результате проведенного параметрического моделирования задачи внешней аэродинамики для крыла пассажирского самолета для нескольких режимов полета и различных углов атаки (0°, +11°, -7°) получены следующие результаты: - установлен характер обтекания потоком и определено аэродинамическое давление для деформированных в полете и недеформированных крыльев; - определено, что максимальное различие величин составляет 19 % в зоне носовой части крыла для пиковых значений давления (для деформированного крыла меньше). Общее отличие деформированного крыла от недеформированного составляет 5-7 %, при этом в большей степени нагрузки снижаются, распределение давления становится равномерным (графики сглаживаются). Таким образом, на ранних этапах проектирования для определения нагрузок, действующих на крыло можно пренебречь деформациями, возникающими в полете, тем самым сократив время стадии определения нагрузок в несколько раз (в данной работе в 2,5 раза - снижение количества расчетов и моделирования с 10 до 4), а погрешность и завышение величин составит не более 7 %. Результаты настоящей работы будут учтены и использованы при составлении комплексной методики проектирования крыла из ПКМ на основе параметрического моделирования.

About the authors

Sergey V. Baranovski

Bauman Moscow State Technical University (National Research University of Technology)

Author for correspondence.
Email: konst_mi@mail.ru

postgraduate student, assistant lecturer of the Department SM-13 Rocket and Space Composite Structures of the Bauman MSTU

5 2-ya Baumanskaya, bldg 1, Moscow, 105005, Russian Federation

Konstantin V. Mikhaylovskiy

Bauman Moscow State Technical University (National Research University of Technology)

Email: konst_mi@mail.ru

Associate Professor of the Department SM-13 Rocket and Space Composite Structures of the Bauman MSTU; Candidate of Science (Eng.)

5 2-ya Baumanskaya, bldg 1, Moscow, 105005, Russian Federation

References

Supplementary files