Аэродинамические характеристики самолёта на режимах взлёта и посадки в условиях роторной турбулентности

Роторная турбулентность, формируемая за. крылом самолета, и на. подветренных сторонах горного массива, представляет особую опасность для летательных аппаратов, совершающих взлёт и посадку. Это обусловливает интерес к изучению воздействия когерентных вихревых структур на. самолет [1-4] и поиску средств повышения безопасности полета, при воздействии атмосферных факторов. В зависимости от траектории полета, самолет, попавший в вихревую структуру, может испытывать существенные изменения моментов крена, и рыскания, подъемной силы и продольного момента. Из этих изменений наибольшую опасность для самолета, совершающего взлёт или посадку, представляет «опрокидывающий» момент крена, возникающий при попадании в когерентную вихревую структуру с вектором завихренности, близким по направлению к траектории полёта.

Расчет обтекания рельефа, выполнен в рамках краевой задачи для стационарных уравнений Навье-Стокса, осредненных по Рейнольдсу, с SST-моделью замыкания. Использован коммерческий пакет программ Ansys CFX.

В качестве примера, рассмотрена, вихревая система, возникающая при обтекании горного рельефа, в окрестности некоторого аэродрома. Вначале на. сравнительно редкой сетке смоделировано обтекание рельефа в области размером 20x20 км. На этом этапе использована. неструктурированная тетраэдральная сетка, с призматическим подслоем на. поверхности земли с общим числом около 3 млн ячеек. Затем для уточнённой подобласти, содержащей генератор вихревых структур, представляющих опасность для самолётов, совершающих взлёт или посадку, моделирование повторено на. более мелкой сетке (около 50 млн узлов). Рассмотрена, когерентная вихревая структура, с вектором завихренности, ортогональным взлётно-посадочной полосе (ВПП). Набегающий поток имеет струйный профиль с максимумом скорости 11.3 м/с на. высоте около 250 м. Результаты моделирования [4] представлены на. рис. 1. Визуализация орографической турбулентности и когерентных структур, возникающих при численном моделировании обтекания ландшафта, выполнена, с помощью критерия А2 [5]. Приведены также поля скорости и завихренности в сечении, параллельном оси ВПП.

Данная вихревая структура опасна возмущением вертикальной скорости: восходящий поток может забросить самолёт на. срывные углы атаки, нисходящий вблизи земли приводит к увеличению вертикальной скорости при касании ВПП.

Для исследования воздействия на. самолёт вихревой структуры с вектором завихренности в направлении траектории полёта выбрана структура с максимумом скорости в ядре вихря 7.5 м/с. Структура получена в условиях аэропорта Адлер. По данным журнала метеослужбы выбран денв 18.02.2014 с тяжелыми метеорологическими условиями: встреча холодного воздуха с кромкой гор. По данным глобальной модели атмосферы восстановлено состояние атмосферы в рамках мезомасштабной модели с расчётной ячейкой в 1 км (рис. 2). Полученное поле параметров использовано в качестве начально-краевых условий при моделировании обтекания рельефа в зоне аэропорта Адлер.

Рис. 1. Визуализация течения над горным ландшафтом с помощью критерия А2 (а), поле модуля скорости (б) и поле завихренности (в) в контрольном сечении

Рис. 2. От глобальной модели атмосферы через мезомасштабное моделирование к постановке начально-краевых условий при расчёте обтекания рельефа в зоне аэропорта

2.    Краткое описание экспериментальной установки и модели самолета

Для моделирования воздействия вихревой структуры на модель самолета в аэродинамической трубе (АДТ) Т-103 ЦАРИ использован генератор роторной турбулентности: двухсекционное крыло с переменной хордой по размаху и дифференциальным отклонением левой и правой секций, установленное в выходном сечении сопла (рис. 3). Исследование поля течения в рабочей части выполнено с помощью комбинированного пневмометриче-ского насадка. Для углов отклонения секций 5 = ±10^о (левая секция — вверх, правая — вниз) разница в значениях вертикальных углов скоса потока для левой и правой консолей крыла модели самолета составляет, в среднем, 16^о, а для 5 = ±6^о около 9^о. На основании обработки результатов измерений построены векторные поля скоростей в области расположения крыла модели (рис. 4). Для угла 5 = ±10^о получено среднее значение скорости скоса потока в области модели ~ 7 м/с, а для 5 = ±6^о ~ 4 м/с.

В качестве объекта исследования использована модель двухдвигательного легкого транспортного самолета (ЛТС) с повышенным уровнем несущих свойств крыла. Аэродинамическая компоновка (рис. 5) выполнена по схеме «высокоплан» с «палубным» расположением хвостового оперения. Модель изготовлена в масштабе 1:6.5 по отношению к натурному самолету. Основные геометрические параметры модели даны в таблице 1. Бортовое сечение крыла установлено под нулевым углом относительно строительной горизонтали фюзеляжа.

Таблица!

Основные геометрические параметры модели

Площадь крыла, м2	0.71
Размах крыла, м	2.49
Удлинение крыла	8.76
Сужение крыла	2.56
Средняя аэродинамическая хорда (САХ), м	0.303
Относительная площадь миделя фюзеляжа	0.161

Рис. 3. Экспериментальная установка для моделирования завихренного потока в рабочей части АДТ Т-103 и пневмометрический насадок на координатнике

Рис. 4. Векторные поля скоростей в рабочей части АДТ

Рис. 5. Фотография модели ЛТС в АДТ Т-103

3.    Результаты испытаний

Режимы взлета и посадки, осуществляемые при относительно небольших скоростях полета, малых высотах и высоких значениях коэффициента подъемной силы крыла, являются наиболее сложными и опасными даже при отсутствии турбулентности атмосферы. Наличие вблизи аэропорта ветровых вихревых структур создаёт предпосылку летных происшествий.

Аэродинамические характеристики (АДХ) модели самолета исследованы в посадочной (6₃ = 50°) и взлетной (6₃ = 25°) конфигурациях. Модель в трубном положении крепилась с помощью ленточной подвески к шестикомпонентным весам с автоматическими измерительными элементами. Испытания проведены при скорости потока V = 50 м/с (М ~ 0.15), соответствующей числу Re ~ 1 х 106, вычисленному по САХ.

Рис. 6. АДХ модели в посадочной конфигурации

При вычислении коэффициентов аэродинамических сил и моментов в качестве характерных размеров приняты площадь, САХ и размах крыла модели. В результаты испытаний внесены поправки на влияние границ потока, блокинг-эффект, силы и моменты, возникающие при обтекании ленточной подвески.

На рис. 6 приведены аэродинамические характеристики модели в посадочной конфигурации в завихренном потоке. Интенсивность завихренности регулировалась изменением угла установки секций крыла имитатора скосов потока ( 6 = ±6° ил и ±10°). Для сравнения на этом рисунке даны также аналогичные характеристики модели в равномерном потоке. Видно, что модель в завихренном потоке испытывает существенные изменения в величинах и поведении моментов крена т_ж и рыскания т_у, а также коэффициента подъёмной силы Су_a в области критических углов атаки. Максимальные величины индуцированного момента крена для 6 = ±10° превышают располагаемые управляющие значения при отклонении элеронов на максимальные углы (|Ат_{ж эл}.расп| = 0.055), а для 6 = ±6° близки к их максимальной эффективности. Располагаемое значение момента рыскания при отклонения руля направления на угол 25° (|Ат_{у рн}.расп| = 0.045) примерно в 1.5 раза превышает максимальную величину путевого момента, индуцированную при 6 = ±10°.

Для объяснения полученных результатов выполнена визуализация течения на поверхности крыла модели методом «шелковинок». В таблице 2 приведены средние значения углов атаки для левой (ал) и правой (апр) консолей крыла, значения коэффициентов подъемной и боковой сил, моментов крена и рыскания, а также дано краткое описание характера обтекания консолей крыла.

Сопоставление полученных результатов с аналогичными в равномерном потоке позволяет объяснить характер поведения зависимостей С _уа, т_х, т_у от угла атаки а в завихренном потоке. Начальный высокий уровень значений момента крена (т_ж = 0.101) при угле атаки а = -5° и последующее его спижение при увеличении а до 10° (т_ж = 0.089) обусловлены как существенным начальным отличием несущих свойств левой и правой консолей крыла, так и его снижением с увеличением а и восстановлением несущих свойств правой консоли.

Т а б л и ц а 2

а, °	ал, °	апр,	Су а	С г	тх	т У	Характер обтекания консолей крыла
-5	3	-13	0.73	0.024	0.101	0.005	Отрыв потока с нижней поверхности правой консоли
0	8	-8	1.27	-0 . 016	0.089	-0 . 010	Восстановление безотрывного характера обтекания нижней поверхности правой консоли
15.5	23.5	7.5	2.11	-0.126	-0 . 003	-0 . 010	Развитый отрыв потока на верхней поверхности левой консоли и безотрывное обтекание правой консоли
20	28	12	2.11	-0.134	-0 . 085	0.017	Безотрывное обтекание правой консоли при сорванном потоке со всей левой консоли, включая закрылок

Дальнейшее увеличение угла атаки ( а >  10°) сопровождается появлением отрыва потока на левой консоли крыла, в то время как правая консоль продолжает сохранять безотрывный характер обтекания, работая в линейном диапазоне изменения зависимости С _уа(е*-)- Это способствует еще большему снижению т_х и появлению нелинейности в поведении С _уа (а). Последующее выравнивание несущих свойств консолей крыла, происходящее при а ~ 15.5°, приводит к обнулению момента крена, который при дальнейшем увеличении а изменяет свой знак. Область отрыва потока на левой консоли крыла на закритическом угле атаки а « 16° составляет около 70% (см. рис. 7).

Рис. 7. Визуализация течения па поверхности модели в посадочной конфигурации

Боковые скосы потока в рабочей части АДТ, формируемые генератором скоса потока, способствуют также созданию боковой силы ( Cz) и момента рыскания (т-у) при нулевом значении угла скольжения. Величина и знак этого момента определяются как положением вертикального оперения относительно оси вихревой структуры при изменении угла атаки модели, так и характером обтекания консолей крыла.

Таким образом, если изменение несущих свойств и продольного момента в рабочем диапазоне углов атаки a = 0 А 12° не представляют серьезной проблемы для управления самолетом, то приращение момента крена (Ат_ж = 0.056 А 0.092; 6 = ±6° А ±10°; a = 0) находится или на пределе управляющего значения элеронов или существенно превышает его. Индуцированная величина момента рыскания примерно в 1.5 раза ниже располагаемого управляющего значения для руля направления.

Исследование воздействия вихревого порыва на модель самолета во взлетной конфигурации (6₃ = 25°) провед ено для 6 = ±10°. Сравнение АДХ-модели, полученных в завихренном потоке, с обтеканием в невозмущенном потоке, дано на рис. 8. Уменьшение угла отклонения закрылков не привело к существенному изменению характера поведения АДХ по сравнению с рассмотренным случаем посадочной конфигурации.

0.041-

Рис. 8. Воздействие завихренного потока, на. АДХ-модели во взлетной конфигурации

На рис. 9 приведено сравнение индуцированных значений моментов крена, для трех конфигураций: крейсерской [6], взлетной и посадочной. В рабочем диапазоне углов атаки (a = 0 А 12°) величина индуцированного момента крена практически не зависит от конфигурации модели и определяется значением угла, отклонения секций генератора, роторной турбулентности (6), оказывающего влияние на интенсивность завихренности.

Проведенный анализ подтвердил возможность использования генератора, роторной турбулентности для изучения влияния завихренности потока, на. обтекание модели самолета, и определения АДХ при разных её значениях.

Полученные результаты и созданная методика испытаний могут быть использованы для поиска, аэродинамических средств повышения «живучести» самолёта, в вихревом следе и обеспечения требуемого уровня безопасности полета, на. режимах взлёта, и посадки в условиях роторной турбулентности, формируемой за крылом самолета и на подветренных сторонах горного массива (орографическая турбулентноств). Найденные нелинейные зависимости поведения аэродинамических характеристик в завихренном потоке должны быть введены в модель динамики, используемую в пилотажных стендах и авиационных тренажёрах, для адекватного моделирования поведения самолёта в завихренном потоке.

Рис. 9. Приращения момента, крепа, модели самолета, в завихренном потоке

Данная работа выполнена в рамках Проекта «Разработка программно-аппаратного комплекса. реалистичного восприятия летчиком сложных режимов полета, и оценки его психофизиологического состояния» (Договор № 02.С25.31.0017 между ОАО «РСК «МиГ» и Министерством образования и науки РФ об условиях предоставления и использования субсидии на реализацию комплексного проекта по созданию высокотехнологичного производства, выполняемого с участием ФГАОУ ВПО «МФТИ (ГУ)»).