Экспериментальные исследования аэродинамических нагрузок при взаимодействии вихревых порывов с поверхностью крыла

• Автор: Матвеев, Александр Валентинович
• Шифр специальности: 05.07.03
• Научная степень: Кандидатская
• Год защиты: 2002
• Место защиты: Жуковский
• Количество страниц: 94 с. : ил

Оглавление
Аннотация
Введение

Глава 1. Постановка задачи

§ 1.1 Нагрузки, действующие на самолет в неспокойном воздухе

§ 1.2 Задача о попадании самолета в вихревой след___________________________ 1 ]

§ 1.3 Взаимодействие вихревых структур с поверхностью крыла

Глава 2. Экспериментальные методы исследования нагрузок от вихревых

порывов

§2.1 Методики экспериментов

§ 2.3.2 Некоторые особенности обработки результанте измерений и оценка их точности

§ 2.3.3 Основные результаты эксперимента
§ 2.4.1 Методика эксперимента с консолью крыла
§ 2.4.2 Некоторые особенности обработки результатов измерений и оценка их точности
§ 2.4.3 Основные результаты эксперимента
§ 2.5.1 Методика эксперимента с отсеком крыла
§ 2.5.2 Основные результаты эксперимента ______________'
Глава 3. Полуэмпирические и аналитические методы расчета нагрузок от вихревых порывов
§ 3.1 Классификация отрывных течений
§ 3.2 Феноменологическая модель вихрей на профиле
§ 3.3 Система уравнений Эйлера с гармоническими пульсациями
Глава 4. Особенности численного интегрирования газовой динамики в случае
расчета вихревых порывов
§4.1 Система уравнений Навье-Стокса
§ 4.2 Пример расчета колеблющейся пластинки
Глава 5. Анализ расчетных и экспериментальных результатов
§5.1 Анализ реакции крыла па вихревой порыв
§5.2 Анализ моделирования гармонических колебаний и расчета колеблющейся пластины
§ 5.3 Выводы
Литература

Аннотация
В работе приводятся основные результаты серии экспериментов по определению влияния вихрей на величины нестационарных нагрузок на крыло самолета. Эксперименты включали определение случаев взаимодействия вихря с крылом, измерение изгибающих моментов и распределения давлений по профилю крыла, при воздействии на него вертикальных скосов потока различной формы и гармонических порывов на разных углах атаки, так же проводилось определение абсолютных перемещений конца крыла модели при полете в поле гармонических порывов. Основное внимание уделялось при этом поведению аэродинамических нестационарных характеристик на больших углах атаки.
Путем визуализации картин взаимодействия вихря с крылом получено, что возможны случаи как прилипания вихря к крылу, так и случаи диссипации вихрей, что приводит к существенно различным нагрузкам в том или ином случае.
Измерение абсолютных перемещений конца крыла модели показало, что формы колебаний крыла и фюзеляжа, в зависимости от частоты порыва, могут суммироваться таким образом, что возможен как машущий полет с изгибными колебаниями крыла, так и перемещение самолета как материальной точки.
Выявлено, что на закритических углах атаки приращение изгибающего момента сохраняет свою амплитуду. Величина изгибающего момента при воздействии ступенчатых порывов зависит от частоты порыва и его соответствия собственным частотам крыла.
Описаны эксперименты по определению колебаний давления на профиле при наличии в потоке гармонических пульсаций вертикальной составляющей потока. Как показывают результаты экспериментов, при этом появляется сдвиг фаз между нагрузкой на крыло и скосом потока.

Введение
Одним из важнейших критериев безопасной и экономичной эксплуатации летательных аппаратов является обеспечение необходимой прочности конструкции. Уровень нагрузок, которым подвергается летательный аппарат в процессе эксплуатации, может значительно изменяться в зависимости от условий, в которых эксплуатируется тот или иной тип самолета. При этом нагрузки на конструкцию во многом определяются внешними воздействиями, возникающими в процессе эксплуатации. Это статические аэродинамические нагрузки при прямолинейном полете в спокойной атмосфере, и нагрузки возникающие при маневрировании, посадке, транспортировке самолета. Отдельное место здесь занимают динамические нагрузки от воздействия неспокойного воздуха.
В настоящее время уровень развития аэродинамики в области исследования стационарных нагрузок и аэроупругости в области исследования динамических нагрузок на самолет очень высок. Созданы расчетные методы, позволяющие получать достоверные результаты, отработана методика экспериментов. Однако для изготовления летательного аппарата, удовлетворяющего современным требованиям летной годности, необходим учет множества расчетных случаев, отраженных в нормах прочности. Задачу проектирования конструкции летательного аппарата можно упростить путем создания мощных вычислительных комплексов, позволяющих применить многодисциплинарный подход к проектированию. Это позволяет оценить основные характеристики аппарата в предельно сжатые сроки. Системы Автоматического Проектирования (САПР) позволяют производить расчет на прочность, моделировать температурные напряжения, аэродинамические нагрузки, прогнозировать частотные характеристики конструкции, а так же рассчитывать динамические нагрузки на конструкцию.
Наряду с разработкой САПР для летательных аппаратов, задачи моделирования явлений аэроупругости входят в нормативную расчетную документацию. Таким образом, экспериментальные исследования в области нестационарных, существенно нелинейных процессов обтекания крыла, являются на данный момент единственным способом получения достоверных результатов, которые могут использоваться для решения задач, регламентируемых Нормами Прочности Летательных Аппаратов. Нагрузки в неспокойном воздухе, работа

колебаниях крыла с частотой низшего тона изгиба крыла расчетные и экспериментальные значения амплитуд совпадают. Для низких частот, наблюдаются некоторые различия, которые объясняются наличием трения в узле подвеса, в результате чего крыло модели в эксперименте изгибается больше, чем это должно быть для абсолютно свободной модели, это больше проявляется в тех случаях, когда амплитуды колебаний фюзеляжа являются значительными. Если определять среднеквадратические значения амплитуд колебаний конца крыла относительно центра тяжести, вызываемые атмосферной турбулентностью, то можно получить значительные ошибки. На рис. 28 показаны суммарные амплитуды перемещений конца крыла, и распределение интенсивности атмосферной турбулентности, эти зависимости позволяют сделать некоторые заключения по поводу возникновения таких ошибок.
8(ш),
<з(ю)

Интенсивность атмосферной турбулентности, как известно, с ростом частоты уменьшается примерно как 1 /оэ2. Поэтому вклад низших частот в величину подынтегрального выражения резко возрастает и приводит как к завышению среднеквадратических значений, так и к искажению относительного вклада частот колебаний модели в суммарный результат.
В районе частот изгибных колебаний крыла амплитуды перемещений крыла примерно вдвое превышают перемещения центра тяжести. Измеренные в эксперименте величины амплитудно-частотных характеристик колебаний находятся в удовлетворительном соответствии с расчетными данными, полученными
O.A.Кузнецовым и Т.И.Орловой [24].
Величины полного пространственного перемещения конца крыла приведены на рис.29 и были получены интегрированием измеренных ускорений центра тяжести и суммированием с перемещениями крыла относительно центра тяжести модели с учетом фазовых углов движения отдельных частей модели.