ИССЛЕДОВАНИЕ ХАРАКТЕРИСТИК ПОТОКА НА ВХОДЕ В СИЛОВУЮ УСТАНОВКУ ПЕРСПЕКТИВНЫХ МАГИСТРАЛЬНЫХ САМОЛЕТОВ ИНТЕГРАЛЬНОЙ КОМПОНОВКИ

 

ФГУП "ЦИАМ им. П.И. Баранова": Франческа Александровна Слободкина, д.ф.- м.н.,
Виталий Владимирович Малинин, к.ф.- м.н.,
Андрей Викторович Евтюхин, к.т.н.

 

Экономичность и безопасность с точки зрения защиты окружающей среды стали наиболее важными характеристиками для самолета будущего. Как показывают предварительные научные исследования, для некоторых нетрадиционных конфигураций летающего аппарата (ЛА) существует потенциал по снижению уровня потребления топлива, то есть повышению экономической эффективности. Один из многообещающих проектов основан на идее "летающего крыла" с центральным многофункциональным элементом вместо традиционного фюзеляжа. Преимущества такой схемы связаны с использованием подъемной силы, создаваемой центральным элементом, а также с уменьшением смачиваемой поверхности. Подъемная сила частично создается в месте расположения полезного груза, что уменьшает изгибающие моменты, и, таким образом, способствует снижению массы конструкции.

Новые технологии создания самолета преследуют цель получения крыла с большим отношением подъемной силы к его сопротивлению, усовершенствованной технологией изготовления и монтажа, материалами следующего поколения для корпуса и обшивки. Одна из разновидностей дизайна "летающего крыла" предполагает плавное соединение фюзеляжа, крыла и в некоторых случаях вертикальных и горизонтальных стабилизаторов или хвостового оперения (Blended Wing Body - BWB) [1, 2]. Основная идея схемы BWB состоит в том, чтобы максимизировать полную эффективность путем объединения двигательной системы, крыла и фюзеляжа в единую поверхность, создающую подъемную силу. Полагают, что конфигурация BWB обладает большим потенциалом для существенного уменьшения эксплуатационных расходов и улучшения аэродинамических характеристик. Схема BWB применима как для пассажирских, так и для грузовых самолетов.

Основные задачи, стоящие перед авиастроительными и научными центрами, состоят в создании самолета, обладающего:
- более высоким отношением подъемной силы к сопротивлению;
- существенно более низким расходом топлива;
- улучшенными экологическими характеристиками;
- меньшим уровнем шумовых нагрузок;
- значительно меньшей массой по сравнению с самолетом обычной схемы при одинаковой полезной нагрузке и дальности полета.

Исследования последних лет свидетельствуют, что конфигурация BWB удовлетворяет большинству перечисленных требований.

Одной из важнейших задач при создании самолета типа "летающее крыло" является исследование взаимодействия обтекания крыла и работы силовой установки [3,4]. Авторами проведено численное исследование обтекания ЛА типа "летающее крыло" с целью определения параметров на входе в силовую установку. Исследование основано на использовании уравнений Навье-Стокса, описывающих течение сжимаемого вязкого теплопроводного газа с учетом возможных отрывов потока, образованием вихревых зон и областей со сверхзвуковым течением. Изучается крейсерский режим полета с числом М = 0,85 и высотой Н = 11 км в широком диапазоне изменения углов атаки.

Получены распределения параметров в зонах возможного расположения входного сечения силовой установки, а также в нескольких других заданных поперечных сечениях, позволяющих проследить эволюцию обтекания. Построены картины отрывных зон и областей сверхзвукового течения на верхней поверхности крыла.

Математическая постановка задачи обтекания самолета типа "летающее крыло"

Для рассмотрения принята компоновка ЛА типа "летающее крыло". Цель исследования - получение картины обтекания верхней поверхности крыла для определения параметров потока на входе в силовую установку, поэтому мотогондолы двигателей были заменены продолжением поверхности крыла, как показано на последующих рисунках.

Моделировалось обтекание крыла под разными углами атаки без скольжения, поэтому рассчитывалось обтекание одной половины крыла, отсеченной по плоскости симметрии. На плоскости отсечения выставлялись граничные условия симметрии. Так как для расчета использовалась модель течения сжимаемого вязкого теплопроводного газа в трехмерном пространстве, то граничные условия устанавливались такими: на твердых поверхностях - условие равенства нулю скоростей течения (так называемое условие "прилипания"), на свободных поверхностях (границах расчетной области) - условия, соответствующие режиму крейсерского полета на высоте Н = 11 км с числом М = 0,85. Размеры расчетной области выбраны так, чтобы ее границы не влияли на обтекание крыла.

Модель крыла построена с помощью пакета трехмерного проектирования. Расчетная сетка, используемая при проведении газодинамического расчета, создавалась сеточным генератором Ansys ICEM CFD (3 миллиона тетрагональных ячеек). Параметры ее позволяют детально рассчитать пограничный слой.

Течение воздуха, обтекающего крыло, полностью может быть описано при помощи уравнений неразрывности, энергии и системы уравнений импульсов. Наличие турбулентности приводит к появлению большого количества дополнительных неизвестных, так называемых пульсационных составляющих физических величин. Здесь используется двухпараметрическая модель турбулентности, в соответствии с которой параметры турбулентности рассматриваются как осредненные величины в единице объема (энергия турбулентных пульсаций и турбулентная вязкость). Законы изменения этих величин, также как и для основных параметров течения, записываются в виде системы дифференциальных уравнений в частных производных, аргументами которых являются три пространственные координаты и время.

Результаты численного моделирования обтекания самолета типа "летающее крыло"

В работе [5] проведено подробное исследование обтекания летающего крыла и получены наглядные результаты, демонстрирующие распределение числа Маха, давления и других параметров в нескольких сечениях, параллельных оси симметрии крыла. Здесь приведем только некоторые наиболее характерные результаты.

Из полученных результатов следует, что зарождение отрыва начинается при ?= 5° в задней части крыла. Далее, с ростом угла атаки, область отрыва увеличивается и при ? = 10° охватывает ту часть крыла, характер обтекания которой наиболее существенно сказывается на входных параметрах двигателя в том случае, если двигатели расположены в задней части крыла. Отметим, что одним из вариантов интегрирования силовой установки и крыла является распределенная силовая установка, размещенная в хвостовой части летательного аппарата. Были получены распределения относительного давления (слева) и чисел Маха (справа) в плоскости, перпендикулярной оси симметрии крыла, на выходной кромке при трех различных значениях угла атаки.

Видно, что при малых углах атаки на крейсерском режиме поля скоростей и давлений равномерны всюду, за исключением узкой зоны вблизи поверхности летающего крыла. При больших углах атаки, не характерных для крейсерского режима полета, появляются области отрыва потока и образование зон сверхзвуковых скоростей, что неблагоприятно для работы двигателя.

Для другого варианта размещения силовой установки на пилоне над крылом всегда можно указать область равномерного распределения параметров при малых углах атаки. Однако этот вариант имеет свои особенности, связанные с необходимостью дополнительного исследования балансировки всего летательного аппарата в целом.

Рис. 5 иллюстрирует степень неоднородности потока по полному давлению у задней кромки крыла в зависимости от расстояния до его поверхности. На каждом рисунке разными цветами показаны зависимости для расстояний от оси симметрии крыла. Видно, что степень неоднородности растет с углом атаки и падает при увеличении расстояния до поверхности крыла. Под степенью неоднородности понимается относительное отличие полного давления от полного давления невозмущенного потока. Максимальная неоднородность (~ 25 %) наблюдается вблизи поверхности. На расстоянии, равном ~ 0,98 % от поверхности, неоднородность по высоте не превышает 1…1,5 % (расстояние по высоте отнесено к длине летательного аппарата по линии симметрии). При расположении силовой установки на пилоне на высоте, составляющей ~ 0,29 % от длины летательного аппарата, неравномерность потока по высоте входа в воздухозаборник составляет не более 2 %.

В заключение заметим, что оптимизация характеристик летательного аппарата типа "летающее крыло" представляет сложную многокритериальную задачу, которая должна решаться исследователями разных специализаций.

Литература
1. Toshihiro I., Cees B. Aerodynamic performance of a BWB configuration aircraft. 25-th international congress of the aeronautical sciences. ICAS, 2006.
2. Hansen L.U., Horst P. Representation of structural solutions in BWB preliminary design. 25-th international congress of the aeronautical sciences. ICAS, 2006.
3. Уджуху А.Ю., Сонин О.В. Проблемы и перспективы применения схем пассажирских самолетов с отбором в силовую установку пограничного слоя фюзеляжа. Материалы конф. "Двигатели 21 века" -  М.: ЦИАМ, 2005.
4. Ланшин А.И., Селиванов О. Д., Максимов, А.А. и др. Исследование рациональной интегральной компоновки и проектных параметров силовой установки и планера для перспективных пассажирских самолетов типа "летающее крыло". - М.: ЦИАМ, 2007.
5. Слободкина Ф.А., Евтюхин А.В. Численное исследование характеристик потока на входе в силовую установку для интегральных компоновок перспективных магистральных самолетов. - М.: ЦИАМ, 2008.