Керування відривом потоку за допомогою утворювачів повздовжніх вихрів

Размещено на http://www.allbest.ru/

Міністерство освіти і науки України

Національний авіаційний університет

Автореферат

дисертації на здобуття наукового ступеня

Керування відривом потоку за допомогою утворювачів повздовжніх вихрів

05.07.01 - Аеродинаміка і газодинаміка літальних апаратів

кандидата технічних наук

Алєксєєнко Сергій Ігорович

Київ 2016

Анотація

Експериментальна робота присвячена розробці методу керування глобальним відривом потоку на несучих поверхнях безпілотних літальних апаратів за допомогою утворювачів повздовжніх вихрів на передній кромці крила. Наведенні результати експериментальних досліджень у аеродинамічнх трубах та результати дослідження кінематики обтікання утворювача повздовжніх вихрів на моделі стріловидного переднього горизонтального оперення за допомогою сучасної програми інтегрування рівнянь течії в'язкої рідини Нав`є-Стокса. Показано, як змінюється обтікання несучої поверхні при встановленні утворювача повздовжніх вихрів на передній кромці. Проведено дослідження моделі крила в гідродинамічній трубі, за допомогою візуалізації фарбою, детально проаналізовано розвиток глобального відриву на чистому крилі типу NACA 0015. Проведено випробування базової моделі безпілотного літального апарату М7В5, на основі яких розроблені доповнення до існуючої методики експериментальних досліджень безпілотних літальних апараті у дозвукових аеродинамічних трубах з урахуванням польоту при малих числах Рейнольдса. Проведено пошукові дослідження моделей прямого та стріловидного крил малого подовження з різними конфігураціями утворювачів повздовжніх вихрів. В результаті цих досліджень розроблена модель утворювача повздовжніх вихрів яка реалізує збільшення швидкості обтікання передньої кромки, ефективно закручує потік, ліквідує статичний гістерезис, збільшує підсмоктуючу силу. Проведено дослідження моделі учбово-бойового літака Л-39 з крилом великого подовження, що обладнане утворювачами повздовжніх вихрів на передній кромці. Показано збільшення критичного кута атаки з 19? до 35?. Проведені льотні випробування моделі літака з крилом, що обладнано утворювачами повздовжніх вихрів на передній кромці. Проведено математичне моделювання переднього горизонтального оперення з одним утворювачем повздовжніх вихорів на передній кромці. Виходячи з результатів математичного моделювання зроблено висновки про зміну структури обтікання на закритичних кутах атаки за утворювачем повздовжніх вихорів, досягнення зони впливу утворювача повздовжніх вихорів задньої кромки оперення, прискорення потоку на утворювачі повздовжніх вихорів і за ним, і ефективного впливу на усунення глобального відриву потоку у порівнянні з гладким крилом.

Ключові слова: великі кути атаки, глобальний відрив, вихор, гістерезис, пориви вітру, вихровий джгут, малі числа Рейнольдса.

Аннотация

Экспериментальная работа посвящена разработке метода управления глобальным отрывом потока на несущих поверхностях беспилотных летательных аппаратов с помощью образователей продольных вихрей на передней кромке крыла. Приведенные результаты экспериментальных исследований в аэродинамичнх трубах и результаты исследования кинематики обтекания образователями продольных вихрей на модели стрелового переднего горизонтального оперения с помощью современной программы интегрирования уравнений течения вязкой жидкости Навъе-Стокса. Показано, как меняется обтекания несущей поверхности при установке образователей продольных вихрей на передней кромке. Проведено исследование модели крыла в гидродинамической трубе, с помощью визуализации краской, детально проанализировано развитие глобального отрыва на чистом крыле типа NACA 0015. Проведены испытания базовой модели беспилотного летательного аппарата М7В5, на основе которых разработаны дополнения к существующей методике экспериментальных исследований беспилотных летательных аппаратов в дозвуковых аэродинамических трубах с учетом полета при малых числах Рейнольдса. Проведено поисковые исследования моделей прямого и стрелового крыльев малого удлинения с различными конфигурациями образователей продольных вихрей. В результате этих исследований разработана модель образователя продольных вихрей которая реализует увеличение скорости обтекания передней кромки, эффективно закручивает поток, ликвидирует статический гистерезис, увеличивает подсасывающюю силу. Проведено исследование модели учебно-боевого самолета Л-39 с крылом большого удлинения, оборудованное образователями продольных вихрей на передней кромке. Показания увеличение критического угла атаки с 19? до 35?. Проведено летное испытание модели самолета с крылом оборудованым образователями продольных вихрей на передней кромке. Проведено математическое моделирование переднего горизонтального оперения с одним образователями продольных вихрей на передней кромке. Исходя из результатов математического моделирования, сделаны выводы об изменении структуры обтекания на критических углах атаки с образователями продольных вихрей, достижения зоны влияния образователями продольных вихрей, задней кромки оперения, ускорение потока на обрзователе продольных вихрей и за ним, и эффективного воздействия на устранение глобального отрыва потока по сравнению с гладким крылом.

Ключевые слова: большие углы атаки, глобальный отрыв, вихрь, гистерезис, порывы ветра, вихревой жгут малые числа Рейнольдса.

Abstract

The work is dedicated to the development of a control method of global flow separation on lifting surfaces of unmanned aerial vehicles using longitudinal vortex generators on the leading edge of the wing. It presents the experimental results in wind tunnels and kinematics research results of flow around longitudinal vortex generators on the swept foreplane model using modern software based on the integration of viscous fluid flow Navier-Stokes equations. It was demonstrated how flow around lifting surface changes upon installing longitudinal vortex generator on the leading edge. A study of wing model in water tunnel was carried out using paint visualization. Development of global separation on unmodified NACA 0015 wing was analyzed. The tests of the basic unmanned aerial vehicle M7B5 model were conducted. Based on them the supplements were developed for the existing methods of experimental research of unmanned aerial vehicles in subsonic wind tunnels considering low Reynolds numbers flight. An exploratory research was conducted for swept and unwept wing models of small aspect ratio wings with different configurations of longitudinal vortex generators. As a result of these studies a model of longitudinal vortex generator was developed that implements an increase of flow velocity around leading edge, effectively swirls flow and eliminates static hysteresis increasing suction force. The research of trainer and fighter L-39 aircraft model with high aspect ratio wing, which is equipped by longitudinal vortex generators on the leading edge, was carried out. The critical angle of attack increase from 19? to 35? was demonstrated. A flight test was done for aircraft model with a wing that is equipped by longitudinal vortex generators on the leading edge. Mathematical modelling was done for a foreplane with one longitudinal vortex generator on the leading edge. Based on the results of mathematical modelling, the conclusions were drawn about changes in the flow pattern at critical angles of attack downstream from the longitudinal vortex generator; the influence zone of longitudinal vortex generators reaching the trailing edge of the foreplane; flow acceleration on the longitudinal vortex generator and downstream as well as the effective influence on the elimination of global flow separation comparing to smooth wing.

Keywords: high angles of attack, global separation, vortex, hysteresis, wind gusts, suction force, low Reynolds numbers.

Дисертацією є рукопис.

Робота виконана на кафедрі аеродинаміки та безпеки польотів Національного авіаційного університету Міністерства освіти і науки України

Науковий керівник: доктор технічних наук, професор Ударцев Євген Павлович, Національний авіаційний університет, професор кафедри аеродинаміки та безпеки польотів літальних апаратів;

Офіційні опоненти:

доктор технічних наук, професор Лемко Олег Львович, Національний технічний університет України «Київський політехнічний інститут імені Ігоря Сікорського», професор кафедри приладів і систем керування літальних апаратів

кандидат технічних наук Кривохатько Ілля Станіславович, Державне підприємство «Антонов», начальник сектору аеродинамічного проектування

Захист відбудеться «____» _____________ 2016 о ___ годині на засіданні спеціалізованої вченої ради Д26.062.05 Національного авіаційного університету Міністерства освіти і науки України за адресою: 03680, м. Київ, проспект Комарова, 1, корпус 9, ауд. 207.

З дисертацією можна ознайомитися в бібліотеці Національного авіаційного університету за адресою: м. Київ, пр.. Космонавта Комарова 1.

Автореферат розісланий «____» _____________ 2016.

Вчений секретар спеціалізованої вченої ради Д26.062.05 доктор технічних наук В.В. Кабанячий

Загальна характеристика роботи

Актуальність теми визначена значимістю безпілотної авіації, що швидко зростає в області рішення задач промисловості, сільського господарства, міністерства оборони і прикордонної служби. Найбільш актуальною задачею розвитку безпілотної авіації є створення всепогодних безпілотних літальних апаратів (БпЛА), що захищені від поривів вітру, обледеніння, дощу, із поліпшеними злітно-посадковими характеристиками і характеристиками стійкості та керованості.

Аеродинаміка визначає прогрес у розвитку нових компонувань БпЛА, що володіють великим запасом по критичному кутові атаки, відсутністю статичного гістерезису в аеродинамічних характеристиках, підвищеною аеродинамічною якістю, більш ефективними рульовими поверхнями. Всі ці якості БпЛА можна отримати використовуючи нові методи керування глобальним відривом потоку за допомогою утворювачів повздовжніх вихрів (УПВ) на передній кромці несучої поверхні БпЛА.

Утворювачі повздовжніх вихорів повністю перебудовують традиційну структуру обтікання крила при глобальному відриві на закритичних кутах атаки, при цьому збільшується критичний кут атаки (б_кр) та повністю усувається статичний аеродинамічний гістерезис, також вони впливають на розподіл по крилу циркуляції (Г), за рахунок впливу на скіс потоку і як наслідок зменшується індуктивний опір. УПВ завихрюють потенціальний потік біля передньої кромки крила у вихоро-гвинтовий нестаціонарний потік.

Зв'язок з науковими програмами, планами, темами. Дослідження по напрямках дисертаційної роботи здійснювалось в рамках держбюджетної науково-дослідницької роботи, що проводились на кафедрі аеродинаміки та безпеки польотів літальних апаратів Національного авіаційного університету (НАУ):

1. НДР №785-ДБ12 «Математичне моделювання динаміки польоту безпілотного літального апарату»

2. НДР №939-ДБ14 «Розробка дистанційно керованої авіаційної системи та її експериментальне випробування відповідно до сертифікаційного базису»

Мета і задачі дослідження. Мета роботи полягає у експериментальному вивченні особливостей впливу носових утворювачів повздовжніх вихорів (УПВ) на аеродинамічні характеристики крила на закритичних кутах атаки шляхом заміни структури обтікання поперечними вихорами на організовану повздовжньо-вихрову структуру, яка повинна запобігати розвитку глобального відриву потоку.

Задачі, які вирішуються у роботі:

1. Аналіз структури обтічності крила БпЛА на великих кутах атаки;

2. Удосконалення методики дослідження аеродинамічних характеристик БпЛА (по результатам продувок) у аеродинамічних трубах;

3. Аналіз ефективності симетричних та несиметричних вихороутворювачів на формування відриву потоку на крилі по даним досліджень у аеродинамічних трубах;

4. Експериментальне дослідження впливу УПВ на льотно-технічні характеристики (ЛТХ) крила в зоні докритичних та закритичних кутів атаки..

5. Натурні випробування БпЛА з УПВ на передній кромці по програмі вищого пілотажу;

6. Моделювання розвитку вихрової структури потоку на електронно-обчислювальній машині (ЕОМ) у середовищі програми “Ansys”;

Об'єкт дослідження - глобальний відрив потоку на несучій поверхні.

Предмет дослідження - керування відривом потоку за допомогою УПВ передньої кромки несучої поверхні БпЛА на закритичних кутах атаки.

Методи дослідження - експеримент у гідродинамічній трубі, експеримент у дозвукових аеродинамічних трубах, льотний експеримент, математичне моделювання на ЕОМ.

На захист виносяться. Результати дослідження ЛТХ БпЛА у дозвукових аеродинамічних трубах з різними видами УПВ. Збільшення критичного кута атаки, запобігання статичному гістерезису, підвищення допустимого кута атаки, що захищає БпЛА при польоті в умовах вертикальних поривів вітру за рахунок встановлення УПВ на передню кромку несучої поверхні.

Наукова новизна отриманих результатів:

1. Вперше виявлено при глобальному відриві взаємодію відривних вихорів від передньої кромки крила і відривних вихорів задньої кромки на великих кутах атаки.

2. Вперше досліджені носові УПВ асиметричної форми з активною відривною кромкою .

3. Вперше запропонована модель вихрового передкрилка, яка підвищує критичні кути атаки, що захищають БпЛА при польоті в умовах вертикальних поривів вітру.

4. Вперше доведено, що вихорі носових УПВ усувають статичний гістерезис в зоні відривних кутів атаки.

5. Вперше запропонована аеродинамічне компонування БпЛА типу «качка» з вихровими керуючими стабілізаторами.

Практичне значення отриманих результатів Отриманні результати можуть використовуються для проектування перспективних всепогодних БпЛА захищених від звалювання на критичних режимах польоту у поривах вітру. Отримані ЛТХ досліджених крил і аеродинамічних компонувань з вихроактивним обтіканням для нового класу БпЛА з вихроактивними крилами та органами керування.

Результати дисертаційної роботи використовуються в навчальному процесі по програмі дисципліни «Аерогідродинаміка».

Особистий вклад здобувача. Основні результати дисертаційної роботи отримані здобувачем самостійно. У роботах, що опубліковані у співавторстві здобувачу належить:

- У роботі «Способ улучшения аэродинамических характеристик при дозвуковых скоростях с помощью вихреобразователей» [1], сформовано ідею зворотної обдувки крила з УПВ на задній кромці.

- У роботі «Аеродинамічні характеристики безпілотного літака» [2], запропоновано постановку досліджень у дозвуковій аеродинамічній трубі (АДТ) моделі БпЛА.

- У роботі «Untstedy flov around the airfoil on large angles of attack» [3], Реалізація методики дослідження крила на малих числах Рейнольдса при дослідженні моделі крила з УПВ в дозвуковій АДТ..

- У роботі «Improvement of UAV Navigation reliability at high angels of attack» [4]. В результаті дослідження різних по геометрії УПВ, доведено усунення за допомогою УПВ статичного гістерезису у аеродинамічних властивостях, праналізовано можливість збільшення критичного кута атаки за допомогою УПВ для можливості парирування вертикальних поривів вітру.

- У роботі «Features of automatic flight control system of UAV with vortex-active wing» [5], Доведено збільшення ефективності органів керування БпЛА за допомогою УПВ, Запропоновано дослідження крила малого подовження з УПВ, як переднього горизонтального оперення (ПГО) у аеродинамічному компонуванні типу «качка».

- У роботі «Aerodynamic Arrangement of unmanned convertiplane with vortexactive stabilizers» [6].Запропоновано аеродинамічне компонування конвертиплана з гібридною системою керування та вихроактивними стабілізаторами.

- У роботі «Unsteady aerodynamics of vortex active wing of UAV at high and supercritical angles of attack» [6]. Проведено аналіз розвитку глобального відриву по даним досліджень з гідродинамічної труби.

Апробація результатів. Основні результати роботи та висновки досліджень докладались та обговорювались на таких наукових конференціях:

1. Науково-практична конференція «Актуальні проблеми розвитку авіаційної техніки» - Київ: НАУ, 2012р.

2. V всесвітній конгрес «Безпека в авіації та космічні технології» - Київ: НАУ, 2012р.

3. ХІ міжнародна науково-технічна конференція «АВІА - 2013» - Київ: НАУ, 2013р.

4. IIміжнародна конференція «Актуальні проблеми розвитку безпілотних літальних апаратів» » - Київ: НАУ, 2013р.

5. VI всесвітній конгрес «Авіація в XXI сторіччі (безпека в авіаційних і космічних технологіях)» - Київ: НАУ, 2014р.

6. III міжнародна конференція «Навігація і управління рухом» - Київ: НАУ, 2014р.

7. III міжнародна конференція «Актуальні проблеми розвитку безпілотних літальних апаратів» » - Київ: НАУ, 2015р.

Структура і обсяг роботи. Дисертаційна робота складається зі вступу, переліку основних скорочень та позначень, п'яти розділів, висновків, переліку використаних джерел. Загальний обсяг становить 169 сторінок, містить 110 рисунків. Список використанних джерел містить 71 посилання.

Основний зміст роботи

У вступі наведена загальна характеристика роботи, обґрунтована актуальність дисертації, сформульовано мету і завдання досліджень, наукову новизну і практичну значимість отриманих результатів. Наведені дані про впровадження результатів роботи, її апробації та публікації.

У першому розділі наведено огляд сучасних напрямків і методик керування відривом потоку на крилі літальних апаратів.

Проведено огляд публікацій по низько профільних вихороутворюючих турбулізаторах (НВТ), їх можливі конфігурації, розташування. Приведені порівняльні характеристики різних типів НВТ. Розглянуто активний метод впливу на відрив потоку - завихрення шляхом вдуву струменів повітря. Проведено аналіз ефективності НВТ, в якому показано, що НВТ ефективні лише при вирішенні локальних задач відриву потоку і ефективність НВТ є недостатня при глобальному відриві.

Розглянуто вплив напливів на аеродинамічні характеристики крила, а також особливості утворення вихрів від напливу. Показано зміну аеродинамічних характеристик (АДХ) в залежності від форми напливів.

Утворення повздовжніх вихорів вздовж всієї передньої кромки крила може створювати ефект збільшення підіймальної сили, збільшення підсмоктуючої сили, збільшення критичного кута атаки, зміни поздовжнього моменту. безпілотний літальний вихор крило

Також розглянуті АДХ утворювачів вихорів. Характерно, що максимальна якість крила з утворювачами вихорів мало змінюється в порівнянні з гладким крилом. Дослідження розподілу тиску показало, що істотно змінюються характеристики відриву потоку як при прямій обдувці, так і при зворотній обдувці з утворювачами вихорів на задній кромці.

Розглянуто особливий тип аеродинамічної перегородки, котра встановлюється на нижній поверхні крила - вортилону. Вортилон створює вихорі тільки при кутах атаки, котрі виходять за межі експлуатаційного діапазону літака. В момент виникнення вихору за рахунок інтерференції з потоком вздовж носка створюється потужний рух повітря на верхній поверхні крила. У результаті дії вихору з'являється збурення пограничного шару на верхній поверхні крила. Проведений аналіз ефективності дії напливів на передній кромці крила. Сформульовано вибір основних напрямків досліджень.

Другий розділ присвячений опису експериментального обладнання, що використовувалось при дослідженні УПВ.

Гідродинамічна труба: Експериментальна гідродинамічна установка ГДТ-2М призначена для дослідження аеродинамічних спектрів обтікання моделей літальних апаратів (ЛА), визначення поля швидкостей збуреного потоку навколо моделей, проведення попередньої оптимізації аеродинамічного компонування моделей, а також дослідження впливу напливів на аеродинаміку ЛА.

Установка побудована по розімкнутій схемі з вертикальною робочою частиною і має безперервний цикл роботи. Робочим тіло установки є вода. Розміри робочої частини складають 0.3х0.7х0.8 м. Швидкість потоку в робочій частині змінюється в діапазоні 0.05 - 0.15 м/с, що відповідає числам Re = 103 - 104 . Труба забезпечує плавність і рівномірність потоку по всім перерізам робочої частини, що дозволяє отримувати стійкі картини обтікання тіл, що досліджуються. Для візуалізації потоку використовується метод фарб.

Аеродинамічна труба УТАД-2НАУ Аеродинамічна труба УТАД - 2 НАУ - атмосферна замкнена аеротруба із відкритою робочою частиною еліптичного перерізу з розмірами 750 х 420 мм і довжиною 900 мм. За дифузором розташований вентилятор, який проиводиться двигуном постійного струму, із системою плавного регулювання частоти обертання. Це забезпечує підтримання швидкості повітряного потоку у діапазоні 5…28 м/с, ступінь турбулентності е?2%. Аеротруба обладнана зовнішніми трикомпонентними рейтерними терезами АВМК із ручним врівноважуванням. Терези забезпечують вимір трьох компонент повної аеродинамічної сили у вертикальній площині P1, P2, Q, а також компенсацію ваги моделі і контр вантажів. Для виміру кута атаки ваги обладнані вбудованим б-механізмом з діапазоном б = -20…+40°. Труба обладнанна автоматичною системою запису і розрахунку аеродинамічних характеристик.

Аеродинамічна труба ТАД-2 НАУ прямоточного типу з восьмикутної в перетині робочою частиною розмірами 4 Ч 2,5 м (ширина Ч висота) і довжиною 5,5 м. Робоча частина має щілинні стінки зі ступенем проникності 9,5%, коефіцієнт турбулентності е = 0.9%. Максимальна швидкість повітряного потоку в робочій частині - до 42 м/с, номінальна потужність приводу - 660 кВт. ТАД-2 призначена для аерофізичних досліджень і обладнана 6-компонентними тензовагами, змонтованими за межами робочої частини, поворотним колом з діапазоном повороту 360?, аерозольними системами для моделювання обмерзання і зливових опадів та іншим обладнанням. Труба введена в експлуатацію в 1979 р. Сертифікована і має статус національного надбання. ТАД-2 обладнана автоматизованою системою збору та обробки інформації, яка забезпечує автоматичну обробку даних в темпі експерименту. Автоматизована система збору і обробки інформації складається з підсистеми вагового експерименту (ПВЕ), підсистеми вимірювання швидкісного напору і підсистеми управління положенням моделі. ПВЕ забезпечує вимірювання навантажень на об'єкт дослідження за трьома координатами (X, Y, Z) за допомогою тензодатчиків, встановлених на вагах аеродинамічної труби, до яких підвішується продувочна модель.

В третьому розділі проведено аналіз структури потоку, що визначає аеродинамічні характеристики крила при вихровому нестаціонарному обтіканні. Відривні явища на крилі із зростанням кута атаки розглядаються в даний час як сукупність вихорів, викликаних відривом примежового шару, на верхній поверхні крила в результаті в'язко-нев'язкої взаємодії та крупно масштабного вихрового руху, що призводить до глобального відриву потоку.

Особливості відривного обтікання профілів крила в'язким потоком істотно залежить від факторів, що характеризують потік: ступінь турбулентності, числа Рейнольдса, число Струхаля, ступінь неоднорідності потоку, особливості формування пограничного шару в залежності від форми носка профілю, ступеня шорсткості поверхні, градієнта зміни тиску, на верхній поверхні несучої поверхні.

Відзначено, що відмінною особливістю великомасштабних поперечних вихорів, що виникають в області відриву, є їх висока сприйнятливість до зовнішніх збурень. Цей факт дозволив сформулювати перспективну гіпотезу боротьби з поперечними вихорами.

На рис.1. приведена модифікована картина розвитку нестаціонарного поперечно-вихрового обтікання крила. Видно, що при досягненні максимального значення коефіцієнта підйомної сили на 5-й секунді в носовій частині профілю виникає приєднаний поперечний вихор, на куті атаки 30є приєднаний вихор відривається і досягає настільки великих розмірів, що підйомна сила різко падає до мінімуму, на якому ясно виражена картина взаємодії носового вихору, що відійшов з в'язким відривним вихором за задню кромку. Відхід вихрів від профілю на 6-9 сек. призводить до росту коефіцієнта підйомної сили. По мірі відходу основного вихору за межі хорди профілю підйомна сила збільшується до максиму і нестаціонарна відривна вихрова течія на куті атаки 30є повторюється. Рисунок ілюструє складність процесів, що відбуваються на несучій поверхні ЛА в закритичній зоні обтікання.

Рис.1. Розвиток нестаціонарного поперечно-вихрового обтікання.

Однією з характерних нелінійних особливостей на великих кутах атаки є гістерезис аеродинамічних характеристик, що виявляється як у стаціонарних, так і в нестаціонарних умовах обтікання. У стаціонарних умовах внаслідок існування різних структур обтікання (двох або більше) можливий так званий статичний гістерезис, що приводить до неоднозначного залежності аеродинамічних навантажень від кінематичних параметрів, наприклад, від кутів атаки, ковзання, кутової швидкості конічного обертання і т.д.

Для формування гіпотези, щодо активної протидії розвитку глобального відриву на критичних та закритичних кутах атаки було виконано дослідження крила у гідродинамічній трубі у двох варіантах: крило з гладкою передньою кромкою і крило з утворювачем вихорів на передній кромці. Утворювач вихорів у вигляді трикутного напливу посередині крила генерував збільшення швидкості та завихреність на крилі і змінював прискорення потоку, яке запобігало формуванню відривного поперечного вихору.

Дослідження проводились в гідродинамічній трубі ГДТ-2М. У якості моделі використовувався крило з профілем NACA 0015 з боковими шайбами для збільшення ефективного подовження. Хорда крила ba = 120 мм. Крило прямокутне в плані 210х120 мм. Швидкість потоку в гідродинамічній трубі від 0,05 до 0,15м/сек. Число Рейнольдса порядку .

Візуалізація проводилась за допомогою фарби, яка випускалась через отвори на передній кромці крила, а також із спеціальної штанги перед профілем. Отвори для впуску фарби розташовані через 15 мм один від одного. Фіксація експерименту проводилась фото і відео зніманням.

Особливий інтерес являє режим обтікання гладкого крила при куті атаки Рис.2. Тут проглядається вихор, який збігає із передньої кромки і його розвиток вниз по потоку при взаємодії з вихорами відривної зони примежового шару. Взаємодія вихорів породжує суцільну вихрову течію, яка складається з основного вихору і приєднаних до нього вихорів, а всередині об'єму основного вихору, спостерігається народження дрібних вихорів. Поблизу задньої кромки формується добре видимий відривний вихор примежового шару. За крилом відбувається вибух основного вихору, але лишаються декілька стійких, мілких вихрових структур і простежується зародження вихрової доріжки Кармана.



Рис.2. Візуалізація розвитку глобального відриву потоку, б=15є.

Прискорювач потоку у вигляді напливу, що виступає вперед на передній кромці, призводить до усунення поперечних вихроутворень в зоні в'язко - нев'язкої взаємодії, однак ефективність одного утворювача повздовжніх вихорів недостатня для повної ліквідації відриву в'язкої течії в примежовому шарі, що зароджується, поблизу задньої кромки крила. Прискорення потоку призводить до вирівнювання границі течії.

Рис.3. Нова структура обтікання профілю крила при збільшенні швидкості і завихренності носовим напливом, б=15°.

Швидкість на крилі збільшується прискорювачем потоку. Зростання швидкості призводить до руйнування до створення нової структури обтікання крила. рис.3.

Дослідження динаміки вихроутворення великих кутах атаки у гідродинамічній трубі дозволило перевірити гіпотезу, щодо чутливості поперечних вихорів до прискорення обтікання профілю потоком у передньої кромки. Руйнування вихору у передньої кромки призводить до суттєвих змін розвитку вихрового обтікання крила, а з ним зміни льотно-технічних характеристик. Створення нової повздовжньо-вихрової структури обтiкання може змінити аеродинамічні характеристики крила; максимальну підйомну силу, яка досягає свого звичайного значення або перевершує його при збільшеному критичному куті атаки. Такий ефект збільшить запас по звалювання при значно більших поривах вітру, сприятливо впливає на злітно-посадочні характеристики.

Четвертий розділ присвячений експериментальним дослідженням. Для розуміння особливостей випробувань в аеродинамічній трубі ТАД - 2 НАУ моделей БпЛА, на базі НВЦБА «Віраж», була виготовлена модель БпЛА М7В5 і проведені її продувки по стандартній методиці. В результаті запропоновано удосконалення методики випробувань БпЛА в аеродинамічних трубах, зокрема в дозвуковій трубі ТАД - 2 НАУ (рис.4.) . На основі аналізу продувок БпЛА М7В5розроблено рекомендації щодо експериментальних досліджень БпЛА в аеродинамічних трубах при низьких числах Рейнольдса:

1. Для виявлення статичного гістерезису при критичних кутах атаки, необхідно проводити замір аеродинамічних характеристик при прямому і зворотному ході (збільшення та зменшення кутів атаки);

2. Дослідження аеродинамічних характеристик необхідно вести і на відємних кутах атаки, які необхідні для аналізу впливу вертикальних поривів вітру;

3. Доцільно проводити дослідження ЛТХ з обдувкою крила гвинтами;

4. Випробовувати аеродинамічні характеристики БпЛА з різними фюзеляжами з метою підвищення підйомної сили та зменьшення опору, за рахунок корисної інтерференції;

5. При випробуваннях моделей БпЛА необхідно візуалізувати обтікання крила та оперення, для визначення розвитку зон відриву потоку та оптимального розміщення органів керування по розмаху крила.

Рис. 4. Модель літака М7В5 в робочій частині аеротруби ТАД - 2 НАУ.

Проведено серію пошукових досліджень УПВ на моделях крил різної конфігурації з метою якісної оцінки впливу їх встановлення на аеродинамічні характеристики. Дослідження по створенню вихороактивних крил з утворювачами вихорів проводились в аеродинамічній трубі УТАД - 2 НАУ. Досліджені різноманітні утворювачі вихорів для передньої кромки крила.

Рис. 5. Типи УПВ, що досліджувались: а) турбулізатори трапецієвидні; б)УПВ варіант 1;в)УПВ варіант 2; г)УПВ варіант 3.

Результати досліджень зміни Сy=f(б) при дослідженні різних варіантів УПВ, а також турбулізаторів зображенна на рис.6.

Рис.6.Залежність Сy=f(б) у закритичній області для різних конфігурацій УПВ.

В результаті продувок у аеродинамічній трубі УТАД - 2 НАУ розроблена модель утворювача вихорів ,яка реалізує збільшення швидкості обтікання передньої кромки, ефективно закручує потік, за рахунок об'ємності збільшує підсмоктуючу силу і тим зменшує аеродинамічний опір крила на льотних кутах атаки. Важливим результатом є дія УПВ на гістерезис у залежності Сy=f(б), який ліквідується при дії УПВ (рис.6.).

В АДТ ТАД-2 проведено випробування УПВ на передній кромці моделі учбового літака Л-39 (рис.7). Модель обладнана симетричними УПВ у 2-х варіантах по 4 та 6 УПВ на консоль.



Рис.7.Загальний вигляд моделі Л-39.

Рис.8. Залежність Сy=f(б) у закритичній області для моделі літака Л-39.

Спираючись на аналіз результатів досліджень, можна зробити такі висновки:

1. Дослідження зміни Сy=f(б) показало, що при зміні обтікання крил Л-39 за допомогою УПВ призводить до росту критичного кута атаки до 35?(Рис.8.).

2. Аеродинамічна якість на льотних кутах атаки змінюється на ДК=0,45.

3. Характеристики стійкості і керованості на закритичних кутах атаки, як при відсутності УПВ так і з ними, потребують додаткових досліджень.

4. На основі характеристик отриманих при дослідженні моделі Л-39 можливо розробити серію БпЛА від легких до повнорозмірного літака Л-39 БпЛА, з вихороактивним крилом та вихороактивними органами керування.

Важливою особливістю УПВ є здатність протистояти вертикальним поривам вітру за рахунок суттєвого збільшення критичного кута атаки. На крейсерських режимах польоту, а також на режимах набору висоти і зниження по маршруту повинен забезпечуватись такий запас по куту атаки до б_доп котрий відповідає приросту кута атаки від миттєвого входу у висхідний порив вітру W_i=9 м/с при Н?7 км та W_i=9-05(Н-7) при Н>7 км, але при будь якому випадку W_i?6,5м/с, тобто

де б_г.п - кут атаки в горизонтальному прямолінійному польоті. Згідно проведених досліджень Л-39, б_кр =19?, тобто при заході на посадку з кутом атаки б =10? висхідний порив швидкістю Wi ? 12 м/с може призвести до звалювання літака. При встановленні УПВ на передній кромці крила б_кр зростає до 35?, тобто у цьому випадку літак зможе витримувати висхідні пориви вітру до Wi ? 30 м/с.

На рис.9. представлено результати льотних випробувань УПВ, які було сформовано у «вихровий передкрилок». 4 грудня 2013 вперше було піднято БпЛА з вихроактивним крилом, поздовжньо вихрові джгути якого генерували симетричні УПВ на передній кромці крила. Політ показав, що літак прекрасно балансується і керується і легко долає вітрові пориви.

28 травня 2014 було піднято в повітря БпЛА з вихровим передкрилком (напливами на передній кромці крила асиметричної форми з гострою зривною кромкою)

Літак успішно відлітав програму з УПВ, встановлення яких на крилі було оптимізовано в аеродинамічній трубі, критичний кут атаки досягав 28? в порівнянні з 18? на гладкому крилі.

Рис.9. Загальний вигляд БпЛА з вихровим передкрилком.

В п'ятому розділі представлено дані математичного моделювання переднього горизонтального оперення (ПГО) із встановленим на ньому одним УПВ.

Характеристики ПГО (Рис .10.): профіль Р-IIIА-15 з максимальною відносною товщиною =15%, відносна відстань від носка профілю до максимальної товщини =0,25, максимальна відносною кривизна =4,572%, , відносна відстань від носка профілю до максимальної кривизни =0,25, коренева хорда - 0,145м., кінцева хорда - 0,245м., площа - 0.1069 . Проаналізовано розподіл тиску на верхній поверхні крила, лінії току та зміна їх завихрення по хорді крила (для ефективної дії УПВ завихрення повинно досягати задньої кромки крила).

Приведено результати моделювання розвитку вихрового (спірального) потоку створеним УПВ за допомогою метода RANS і моделі турбулентності SST, за допомогою програмного пакету ANSYS. Використовувалась розрахункова сітка для звичайного крила і крила з генераторами вихорів в програмі ANSYS ICEM в ручному режимі. Сітка для чистого крила складалась з 1441050 елементів. Через складність створення сітки для геометрії УПВ та необхідність великих розрахункових ресурсів було встановлено один УПВ. Розмір сітки для крила з УПВ становить 3772538 елементів. Для забезпечення стабільного розрахунку створено прямокутну розрахункову зону з довжиною у 30 хорд і висотою у 20 хорд.

Рис.10. 3D модель консолі ПГО з одним УПВ.



Рис.11. Розподіл коефіцієнту тиску по верхній поверхні крила.

Рис.12. Лінії току у зоні вихроутворення та кінцевий вихор крила.

Рис.13. Лінії току та зміна швидкості обтікання УПВ на крилі.

У ході розрахунку перевірялися ліквідація відриву на прямокутному крилі за допомогою одного УПВ. Досліджувалися такі параметри стріловидного крила з УПВ: розподіл коефіцієнту тиску по поверхні, відривні зони, кінцевий вихор. Було визначено, що генератори вихорів ефективно усувають відрив на великих кутах атаки (16?-20?) та не значно впливають на коефіцієнт підйомної сили крила на польотних кутах атаки (6?-10?). На Рис.11-13. зображено результати математичного моделювання. Виявлено що при взаємодії УПВ з крилом з'являються паразитні вихрі як на верхній так і на нижній поверхні крила. Моделювання проведено на сертифікованій програмі ANSYS.

Висновки

1. На основі досліджень в гідродинамічній трубі проаналізовано кінематику розвитку обтікання крила на великих кутах атаки. Виявлено, що глобальний відрив на закритичних кутах атаки є результатом взаємодії динамічного відриву приєднаного вихору поблизу передньої кромки, котрий рухається по крилу до задньої кромки, де розвивається відрив в'язкого пограничного шару. Взаємовплив носового відривного вихору і вихрів поблизу задньої кромки визначають глобальний відрив на профілях, відносною товщиною 12-18%, що використовують на БпЛА.

2. Дослідження моделі БпЛА М7В5 в масштабі 1:3 в аеродинамічній малотурбулентній трубі ТАД-2 виявило ряд особливостей в аеродинамічних характеристиках профілів Wortman61-184. Виходячи з цих особливостей, запропоновано ряд доповнень до існуючої методики дослідження БпЛА у аеродинамічних трубах.

3. Вперше розроблена модель об'ємного УПВ, яка реалізує збільшення швидкості обтікання передньої кромки, ефективно закручує потік, ліквідує статичний гістерезис, збільшує підсмоктуючи силу, на основі пошукових досліджень моделей прямого та стріловидного крил малого подовження з різними конфігураціями утворювачів повздовжніх вихрів.

4. Вперше показана можливість удосконалення ЛТХ сучасного учбово-бойового літака Л-39 «Альбатрос» за допомогою УПВ на передній кромці крила, на основі проведених випробувань моделі літака у масштабі 1:9 у аеродинамічній трубі ТАД-2 НАУ. Випробування показали суттєве підвищення критичного кута атаки з 19? до 35? при незначному падінні аеродинамічної якості на льотних кутах атаки ДК=0,45.

5. Вперше проведені льотні випробування моделі літака з УПВ на передній кромці крила для з'ясування стійкості та керованості, при умовах обтічності крила нестаціонарним вихровим потоком. Польоти виконано по програмі вищого пілотажу. В результаті експерименту показано, що літак прекрасно балансується, керується і легко долає вітрові пориви.

6. Проведено моделювання розвитку вихрового (спірального) потоку створеним УПВ на передній кромці стріловидного оперення, за допомогою метода RANS і моделі турбулентності SST, за допомогою програмного пакету ANSYS.В результаті математичного моделювання одного УПВ зроблено висновки про зміну структури обтікання на критичних кутах атаки за УПВ, досягнення зони впливу УПВ задньої кромки оперення, прискорення потоку на УПВ і за ним, і ефективного впливу на усунення глобального відриву потоку. З'ясовано, що УПВ з відривною кромкою готичною в плані генерують декілька вихрів у вигляді джгута.

Список опублікованих праць за темою дисертації

Фахові публікації:

1. Способ улучшения аэродинамических характеристик при дозвуковых скоростях с помощью вихреобразователей / Е. П.Ударцев, А. Г. Щербонос, А. В. Щвец, С. И. Алексеенко. // Открытые информационные и компьютерные интегрированные технологии. - 2013. - №60. - С. 79-84.

2. Ударцев Є. П. Аеродинамічні характеристики безпілотного літака / Є. П. Ударцев, С. І. Алєксєєнко, О. О. Жданов. // Открытые информационные и компьютерные интегрированные технологии. - 2013. - №61. - С. 47-55.

3. Untstedy flov around the airfoil on large angles of attack / S. I.Alekseienko, E. P. Udartsev, O. M. Pereverzev, O. V. Shvets. // 2nd International Conference Actual problems of unmened air vehicles developments (APUAVD - 2013) Procedings Kyiv, Ukraine IEEE. - 2013. - С. 65-67. (наукометричне видання)

4. Udartsev E.P. Alekseienko S.I. Sattarov A. I. Improvement of UAV Navigation reliability at high angels of attack/ Udartsev E.P. Alekseienko S.I. Sattarov A. I. -3^nd International Conference navigation and motion control (MSNMC - 2014) Procedings October 14 - 17 2014 Kyiv, Ukraine IEEE. (наукометричне видання)

5. Udartsev E. P., Alekseenko S. I., Sattarov A. I. Features of automatic flight control system of UAV with vortex-active wing.. Electronics and control systems : наук. журн. / Нац. авіац. ун-т. - К.: Вид-во НАУ, 2014. - Pp. 50-56

6. Udartsev E. P., Alekseenko S. I., Pereverzev O.M. Aerodynamic Arrangement of unmanned convertiplane with vortexactive stabilizers/ Udartsev E. P., Alekseenko S. I., Pereverzev O.M. -3^nd International Conference Actual problems of unmanned air vehicles developments (APUAVD - 2015) Procedings October 13 - 15 2015 Kyiv, Ukraine IEEE. Pp 50-53. (наукометричне видання)

7. Udartsev E. P., Alekseenko S. I., Zhdanov O.O. Unsteady aerodynamics of vortex active wing of UAV at high and supercritical angles of attack/. Electronics and control systems : наук. журн. / Нац. авіац. ун-т. - К.: Вид-во НАУ, 2015. - Pp. 40-45

Патенти:

1. Патент України № 94179 від 10.11.2014 Вихровий передкрилок. Ударцев Євгеній Павлович, Алєксєєнко Сергій Ігорович, Матійчик Михайло Петрович.

2. Патент України № 98145 від 27.04.2015 Безпілотне повітряне судно з гібридною системою керування. Ударцев Євгеній Павлович, Алєксєєнко Сергій Ігорович, Матійчик Михайло Петрович.

Матеріали доповідей на наукових конференціях:

1. E. Udarcev, O. Shcherbonos, S. Alekseenko. The organized vortex formation at the edges of the wing as a way to improve the aerodynamic characteristics at subsonic speeds. Авіація у ХХІ столітті - «Безпека в авіації та космічні технології»: V всесвітній конгрес, 25-26 вересня 2012р.: - К.: Вид-во Нвц. авіац. Ун-ту «НАУ-друк», 2012. - Т.І. - С. 1.3.4-1.3.7.

2. Ударцев Е.П., Алексеенко С.И. Структура отрывных течений и управление ими. АВІА - 2013: ХІ міжнародна науково-технічна конференція, 21-23 травня 2013р.: тези доп. - К.: Вид-во Нвц. авіац. Ун-ту «НАУ-друк», 2013. - Т.ІІІ. - С. 19.15.

3. S.I. Alekseenko, O.O. Zhdanov. Vortex slat of unmanned aerial veicle. The sixth world congress Aviation in the XXI-st century “Safety in Aviation and Space Technologies” Procedings September 23-25, 2014. Vol 2. Kyiv, Ukraine.

Методичні посібники:

1. Факторы эффективности и безопасности полетов воздушных судов / С. И.Алексеенко, Е. П. Ударцев, С. Е. Агеев, Т. Е. Ударцева. - Киев: Славутич-Дельфин, 2016. - 156 с.

Размещено на Allbest.ru

...