Численное моделирование процессов возникновения бафтинга в трансзвуковом потоке и методы управления бафтингом

• Автор: Фам Туан Винь
• Шифр специальности: 01.02.05
• Научная степень: Кандидатская
• Год защиты: 2014
• Место защиты: Москва
• Количество страниц: 123 с. : ил.

Содержание
Введение
1. Обзор
1.1. Исследования бафтинга крыла
1.2. Методы управления бафтингом
1.2.1. Метод поверхностного охлаждения (surface cooling - SC)
1.2.2. Метод модификации контура (contour bump - СВ)
1.2.3. Применение вихрегенераторов (The vortex generator - VG)
1.2.4. Применение интерцептора (The trailing edge deflector - TED)
2. Физические процессы и метод решения задачи
2.1. Физические процессы
2.2. Модели физических процессов
2.3. Вычислительный метод
2.3.1. Метод решения задачи
2.3.2. Уравнения Рейнольдса для сжимаемого газа
2.3.3. Модель Ментера (SST модель)
3. Бафтинг в двумерной задаче (профиль Naca0012)
3.1. Геометрия и расчетная сетка
3.2. Сравнения с экспериментом
3.2.1. Сравнение моделей турбулентности
3.2.3. Проверка влияния шага по времени на расчетные результаты
3.2.4. Оценка достоверности аэродинамических расчетов
3.3. Описание результатов численного интегрирования
3.3.1. Кривая критических чисел Маха, разделяющая дозвуковое обтекание профиля Naca0012 от трансзвукового
3.3.2. Классификация режимов трансзвукового обтекания аэродинамических профилей
3.3.3. Численное исследование автоколебаний скачка уплотнения
3.4. Результаты численных экспериментов по управлению
3.4.1. Нагрев поверхности
3.4.2. Вдув и отсос
3.4.3. Использование тонкой пористой пленки

3.5. Выводы
4. Бафтинг в трехмерных течениях (обтекание крыла Опега Мб)
4.1. Геометрия и расчетная сетка
4.2. Описание результатов численного интегрирования
4.3. Описание результатов численных экспериментов по управлению
4.4. Выводы
Заключение
Библиографический список

Представлены результаты численного исследования возникновения бафтинга на профиле Naca0012 и крыле ONER А Мб. С помощью методов вычислительной аэродинамики, определены границы возникновения режимов автоколебаний скачка уплотнения при взаимодействии с течением в пограничном слое по числам Маха и углам атаки. Исследованы некоторые режимы управления течением в пограничном слое с целью уменьшения колебания над профилем и крылом.
Введение.
При достижении трансзвуковых скоростей вблизи крыла самолета может сформироваться скачок уплотнения. В теоретических работах в свое время большое внимание было уделено поиску форм так называемых бесскачковых профилей, в то же время такие формы, основанные на решении уравнений Эйлера скорее всего соответствуют некоторым заданным числам Маха ( и Рейнольдса) и углам атаки, и при малом изменении параметров приводят к образованию скачка уплотнения. Скачок может приводить к образованию области отрыва, при определенных условиях течение в которой нестационарно.
Режим обтекания при возникновении колебаний зоны отрыва ( и скачка) принято называть бафтингом. Бафтинг (от англ. buffeting) - вынужденные колебания (вибрации) всего летательного аппарата или отдельных элементов его конструкции под действием нестационарных аэродинамических сил, возникающих при обтекании поверхности летательного аппарата. При этом амплитуды колебаний могут достигать весьма существенных значений. В результате воздействия такого рода колебаний помимо ряда проблем, связанных с функционированием оборудования летательных аппаратов и самочувствием экипажа и пассажиров, возникают проблемы, связанные с усталостной прочностью элементов конструкции.

0АТ15А * М=0,

Рис. 20. Влияние вихревого генератора на изменение коэффициента подъемной силы.
Рис. 21. Влияние вихревого генератора на отрывное течение.
ОАТ15А -М=0,
7000 6000 5

J

— —W ithout VG - total freq • У ' t'
—without V-freq=0-140Hz ■ •- without VG-freq=500-1250Hz —with VG - total range —with VG-freq=0-140Hz /V

• with VG-freq=500-1250Hz

SMrsі 4 I * 7 i.' J-' •

alpha

Рис. 22. Влияние вихревого генератора на характеристики автоколебаний.