Проектирование скоростных амфибийных судов на основе цифрового моделирования аэрогидродинамики тема диссертации и автореферата по ВАК РФ 00.00.00, доктор наук Февральских Андрей Владимирович

  • Февральских Андрей Владимирович
  • доктор наукдоктор наук
  • 2025, ФГБОУ ВО «Нижегородский государственный технический университет им. Р.Е. Алексеева»
  • Специальность ВАК РФ00.00.00
  • Количество страниц 332
Февральских Андрей Владимирович. Проектирование скоростных амфибийных судов на основе цифрового моделирования аэрогидродинамики: дис. доктор наук: 00.00.00 - Другие cпециальности. ФГБОУ ВО «Нижегородский государственный технический университет им. Р.Е. Алексеева». 2025. 332 с.

Оглавление диссертации доктор наук Февральских Андрей Владимирович

Введение

ГЛАВА 1. Обобщение методов аэрогидродинамического проектирования скоростных амфибийных судов

1.1. Скоростные амфибийные суда в контексте развития судостроения

1.2. Архитектурно-конструктивные типы скоростных амфибийных судов

1.2.1. Аэрогидродинамическая компоновка СВП

1.2.2. Аэрогидродинамическая компоновка экраноплана

1.2.3. Аэрогидродинамическая компоновка амфибийного судна на воздушной подушке с аэродинамической разгрузкой

1.2.4. Компоновка судна на динамической воздушной подушке

1.3. Феноменология аэрогидродинамики скоростных амфибийных судов

1.4. Математические модели аэрогидродинамики скоростных амфибийных судов

1.4.1. Классификация моделей аэрогидродинамики скоростных судов

1.4.2. Математическое моделирование аэродинамики крейсерского движения

1.4.3. Математические модели аэрогидродинамики режимов взлета и посадки

1.4.4. Математические модели брызгообразования и обледенения судов

1.5. Численное моделирование аэрогидродинамики судов на воздушной подушке и экранопланов

1.6. Методологические основы цифровой поддержки проектирования скоростных амфибийных судов, цель и задачи исследования

ГЛАВА 2. Теоретические основы проектирования аэрогидродинамики

скоростных амфибийных судов на основе цифрового моделирования

2

2.1. Обоснование математической модели проектирования скоростных амфибийных судов

2.2. Задачи и алгоритмы проектирования аэрогидродинамики скоростных амфибийных судов с использованием технологий цифровой поддержки жизненного цикла

2.3. Цифровая модель аэрогидродинамики скоростного амфибийного судна

2.4. Определение и обоснование геометрических параметров формы и параметров положения скоростного амфибийного судна в первом приближении

2.5. Конструирование обводов несущего крыла скоростного амфибийного судна

2.6. Уравнения цифровой модели аэрогидродинамики скоростного амфибийного судна с учетом брызгообразования и нарастания льда на его поверхности в процессе движения

2.7. Структура цифровой модели аэрогидродинамики скоростного амфибийного судна

ГЛАВА 3. Проектирование аэродинамической компоновки скоростного амфибийного судна на режиме крейсерского полета

3.1. Применение метода контрольных объемов в проектировании скоростных амфибийных судов

3.2. Цифровое моделирование экранной аэродинамики

3.2.1. Цифровая модель аэродинамической трубы с моделированием экранного эффекта

3.2.2. Моделирование экранной аэродинамики на примере компоновки экраноплана типа «Б»

3.3. Цифровое моделирование аэродинамической интерференции набегающего потока и системы поддува

3.3.1. Опыт исследования влияния системы поддува на структуру обтекания скоростного амфибийного судна

3.3.2. Валидация методики компьютерного моделирования аэродинамики воздушного винта

3.3.3. Описание постановки задачи моделирования системы поддува

3.3.4. Анализ результатов моделирования системы поддува

3.4. Выбор и обоснование рациональных параметров аэродинамической компоновки скоростного амфибийного судна

ГЛАВА 4. Проектирование аэрогидродинамической компоновки скоростного амфибийного судна на режиме движения в контакте с водной средой

4.1. Моделирование аэрогидродинамики на основе метода контрольных объемов

4.2. Валидация методики определения формы водной поверхности на примере задачи о коллапсе водяной колонны

4.3. Определение аэрогидродинамического сопротивления по результатам компьютерного моделирования и по результатам испытаний модели в опытовом бассейне

4.4. Определение деформации водной поверхности и ее влияния на аэрогидродинамические характеристики судна на динамической воздушной подушке

4.5. Цифровое моделирование брызгообразования воздушной подушки

4.5.1. Основные положения УоБ-БРЫ подхода

4.5.2. Задача о разрушении водной струи в поперечном воздушном течении

4

4.5.3. Брызгообразование воздушной подушки как стартового устройства скоростного амфибийного судна

4.6. Выбор и обоснование рациональных параметров аэрогидродинамической компоновки скоростного амфибийного судна

ГЛАВА 5. Проектирование аэродинамической компоновки скоростного амфибийного судна с учетом влияния обледенения

5.1. Цифровое моделирование нарастания льда на несущей поверхности, движущейся вблизи экрана

5.2. Валидация цифрового моделирования на примере обледенения крыла вне экрана

5.3. Цифровое моделирование обледенения крыла скоростного амфибийного судна

5.4. Исследование обледенения цилиндрической поверхности вблизи экрана

5.5. Исследование роста льда на поверхности скоростного амфибийного судна и его влияния на аэродинамические характеристики

5.6. Заключение по главе

ГЛАВА 6. Обеспечение устойчивости движения скоростного амфибийного судна

6.1. Развитие теории продольной статической устойчивости движения в условиях влияния экранного эффекта

6.1.1. Критерий второго порядка для оценки продольной статической устойчивости движения

6.1.2. Исследование критерия второго порядка на примере крыла

6.1.3. Постановка задачи определения рационального режима движения скоростного амфибийного судна с учетом критерия второго порядка

5

6.2. Определение вращательных производных аэродинамических сил и моментов на основе цифрового моделирования

6.3. Алгоритм расчета продольной устойчивости и управляемости скоростного амфибийного судна на крейсерском режиме движения с использованием методов цифровой поддержки

6.4. Развитие теории боковой устойчивости и управляемости движения под действием экранного эффекта

6.5. Алгоритм расчета боковой устойчивости и управляемости движения с использованием методов цифровой поддержки

6.6. Апробация методики определения характеристик движения на основе цифрового моделирования

6.7. Заключение по главе

ГЛАВА 7. Применение разработанных методов цифрового моделирования в задачах проектирования скоростных амфибийных судов

7.1. Апробация методики построения аэродинамического профиля крыла скоростного амфибийного судна с учетом требований продольной статической устойчивости

7.2. Апробация методики обеспечения характеристик продольной устойчивости крейсерского движения

7.3. Автоматизация и компьютеризация процесса определения рациональных параметров положения элементов компоновки скоростного амфибийного судна

7.4. Прямое и обратное влияние экранного эффекта

7.5. Алгоритмизация анализа и синтеза проектных решений в части экранной аэрогидродинамики скоростного амфибийного судна

Заключение

Список литературы

Приложение А. Охранные документы на результаты интеллектуальной деятельности

Приложение Б. Акты и справки о внедрении результатов диссертационного исследования

ВВЕДЕНИЕ

Рекомендованный список диссертаций по специальности «Другие cпециальности», 00.00.00 шифр ВАК

Введение диссертации (часть автореферата) на тему «Проектирование скоростных амфибийных судов на основе цифрового моделирования аэрогидродинамики»

Актуальность темы исследования

Решение научных проблем проектирования скоростных амфибийных судов c применением технологий цифровой поддержки жизненного цикла имеет важное хозяйственное значение, поскольку открывает возможности для ускорения технологического развития судостроения, повышения конкурентоспособности скоростных амфибийных судов и способствует обеспечению безопасности их эксплуатации.

В соответствии со стратегией Правительства Российской Федерации [128], разработка методологических основ создания скоростных амфибийных судов, использующих воздушную подушку и положительное влияние экранного эффекта, является одним из важных направлений развития внутреннего водного транспорта. Аэрогидродинамический экранный эффект, как физическое явление, действующее на крыло, движущееся вблизи водной поверхности, способствует увеличению подъемной силы, а также существенно нелинейному изменению полей скорости, давления и температуры сопутствующего аэрогидродинамического течения при изменении высоты движения крыла над экраном, приводя к соответствующим изменениям аэрогидродинамических сил и моментов. Эти изменения необходимо учитывать при определении рациональных обводов и компоновочных параметров скоростного амфибийного судна в соответствии с техническим заданием на проектирование. Для обоснованного принятия проектных решений методы проектирования скоростных амфибийных судов должны характеризоваться высокой скоростью и производительностью в части получения и обработки объемов информации об аэрогидродинамических характеристиках обводов судна. Проектные решения, принимаемые при разработке новых образцов скоростных амфибийных судов, влияют на последующие стадии жизненного цикла - в особенности, на эксплуатацию и

модернизацию. В этой связи проектирование аэрогидродинамических компоновок скоростных амфибийных судов должно выполняться в контексте всего жизненного цикла судна, а методы проектирования должны опираться на современные технологии цифровой поддержки жизненного цикла.

Исчерпывающие исследования влияния экранного эффекта на аэрогидродинамические характеристики судна методами лабораторных или натурных испытаний являются весьма затруднительными. Например, все известные аэродинамические трубы, работа которых основана на принципе обращения движения, укомплектованы аэродинамическими экранами с поверхностью, неподвижной относительно воздуха, что приводит к необходимости использования методов пересчета результатов аэродинамических испытаний на натурный размер. Применение методов цифрового моделирования позволяет работать непосредственно с полноразмерными обводами судна и напрямую учитывать движение экрана, открывая возможности для разработки методов автоматизированного проектирования судовых поверхностей на основе компьютерного расчета их аэрогидродинамических характеристик.

Ключевую роль в проектировании эффективных с точки зрения аэрогидродинамики скоростных амфибийных судов играют методы определения рациональных компоновочных параметров и обводов. Методы конструирования кривых линий и поверхностей скоростного амфибийного судна, параметры формы и положения его компоновочных элементов во многом определяются потребными значениями аэрогидродинамических сил и моментов, действующих на судно в процессе движения. В проектировании скоростных амфибийных судов большое значение имеют параметры положения судна относительно экрана на эксплуатационных режимах, которые, в том числе, определяют и максимальную дальность движения судна. Безопасность эксплуатации судна во многом связана с полнотой сведений о зависимостях

коэффициентов аэродинамических сил и моментов, а также их производных от высоты движения над экраном. При движении над водной поверхностью под действием экранного эффекта важной проектной задачей является определение формы ее волнообразования, которая, в свою очередь, влияет на значения коэффициентов аэродинамических сил и моментов. Кроме того, в условиях низкой температуры и высокой влажности в результате обледенения происходит изменение аэродинамической несущей поверхности судна, характер которого под действием экранного эффекта до настоящей работы не исследовался.

За последние 30-40 лет объем перевозок грузов по внутренним водным путям России уменьшился более, чем в 4,5 раза и составил менее 2% от общего объема перевозок грузов, в то время, как в других европейских странах этот показатель превышает 10% [91; 115]. Причиной тому в России стало ухудшение инфраструктуры внутренних водных путей, в том числе - обмеление важнейших участков крупнейших магистральных рек, высокий износ речного флота, а также более интенсивное технологическое развитие других видов транспорта. При этом для ряда стратегически важных регионов, таких, как регионы Севера, Сибири и Дальнего Востока строительство автомобильных дорог, равно как и развитие авиации, до сих пор остается чрезвычайно дорогостоящим подходом к обеспечению транспортной доступности. В этой связи развитие методов проектирования скоростных амфибийных судов на основе цифровых технологий поддержки жизненного цикла является важной научной проблемой хозяйственной деятельности, решение которой нацелено на обеспечение связанности отдаленных территорий Крайнего Севера, Сибири и Дальнего Востока [83; 128], а также связанности портов Северного Морского пути с крупными промышленными центрами [147].

В последние десятилетия широкое распространение в России получили легкие суда на воздушной подушке (СВП) пассажировместимостью 10-30 человек. Преимущества этих судов связаны с относительной простотой в обслуживании и эксплуатации, автономностью и амфибийностью. По сравнению с СВП, преимущества судов, использующих положительное влияние экранного эффекта, обусловлены большей скоростью, а также возможностью достижения высокого показателя утилизации по водоизмещению за счет высокого значения аэродинамического качества движения крыла вблизи экрана. Проекты легких пассажирских судов, использующих положительное влияние экранного эффекта, разрабатываются в России, Корее, Сингапуре, Иране, Австралии, Франции, Германии, Китае и Соединенных Штатах Америки.

Идея сочетания качеств, присущих судам различных типов, приводит к разработке новых перспективных проектов скоростных амфибийных судов. К таким проектам можно отнести экраноплан с шасси на воздушной подушке Hoverwing 50 (Корея, 2012 г.), амфибийное судно на воздушной подушке с аэродинамической разгрузкой проектов А18 «Тунгус» (Россия, 2018 г.), суда проектов Airfish (Сингапур, 2017), «RDC Aqualines» (Россия, 2019 г.), ARON M80 (Корея, 2019 г.), Flying Ship (США, 2021 г.), «Ферсель» (Россия, 2023 г.) и другие.

Возможности цифровой поддержки проектирования скоростных амфибийных судов во многом связаны с развитием CAE-технологий (œmputer-aided engineering). Современные пакеты программ семейства CAE позволяют не только параметризировать геометрические модели облика судна, но и поддерживают методы высокопроизводительных вычислений для определения аэрогидродинамических характеристик скоростного амфибийного судна на различных режимах движения. Разработка и применение методов цифровой поддержки потенциально является более эффективным и информативным подходом к решению задач проектирования скоростных амфибийных судов,

таких, как проведение исследований, синтез проектных решений, обеспечение эксплуатационных характеристик и модернизация для эксплуатации в условиях Арктики, Сибири и Дальнего Востока, чем другие, известные ранее методологические подходы. Таким образом, объектом настоящего диссертационного исследования являются скоростные амфибийные суда. Предметом исследования являются научные основы и методы проектирования скоростных амфибийных судов.

Цель диссертационного исследования заключается в разработке теоретических основ и совершенствовании методов проектирования скоростных амфибийных судов с использованием технологий цифровой поддержки жизненного цикла.

Для достижения поставленной цели решались следующие задачи:

• обобщение теоретических основ и разработка направлений совершенствования методов аэрогидродинамического проектирования с использованием технологий цифровой поддержки жизненного цикла;

• разработка методов определения и обоснования геометрических параметров компоновки скоростного амфибийного судна на основе технологий автоматизации и компьютеризации проектных процедур и процессов проектирования;

• разработка методов аэрогидродинамического проектирования скоростных амфибийных судов на основе технологий цифрового моделирования, с учетом работы винтокольцевого движителя, влияния деформации водной поверхности и брызгообразования;

• разработка метода проектирования аэродинамической компоновки скоростного амфибийного судна с учетом влияния обледенения;

• разработка и совершенствование теоретических основ и методов обеспечения устойчивости движения в условиях влияния экранного эффекта;

• разработка алгоритма проектирования скоростного амфибийного судна с учетом обеспечения устойчивости крейсерского движения и влияния обледенения.

Научная новизна результатов диссертационного исследования сформулирована в виде следующих положений:

1) разработаны теоретические основы аэрогидродинамического проектирования скоростных амфибийных судов с применением технологий цифровой поддержки жизненного цикла, включая методологическую схему, систему задач и цифровую модель, учитывающую в совокупности геометрические параметры, аэрогидродинамические характеристики, метеорологические условия эксплуатации, а также характеристики устойчивости движения;

2) разработаны методы проектирования обводов скоростных амфибийных судов на основе цифрового моделирования экранной аэрогидродинамики с учетом влияния движительно-поддувного устройства, деформации водной поверхности и брызгообразования;

3) разработан метод проектирования скоростного амфибийного судна с учетом обледенения, впервые определены зависимости аэрогидродинамических характеристик в условиях обледенения от высоты движения над экраном и даны рекомендации по их использованию в решении задач проектирования;

4) разработаны методы обеспечения устойчивости движения скоростного амфибийного судна, включая критерий второго порядка, существенно уточняющий и развивающий известные теоретические подходы и позволяющий упростить процесс принятия проектных решений;

5) разработана методика определения и получены значения рациональных параметров положения горизонтального оперения скоростного амфибийного судна по критериям продольной статической устойчивости на основе применения методов цифрового моделирования;

6) разработана математическая модель и алгоритм исследования прямого и обратного влияния экранного эффекта на основе анализа распределения скорости вблизи несущей поверхности;

7) разработан алгоритм анализа и синтеза проектных решений в части аэрогидродинамики скоростных амфибийных судов, позволяющий учитывать влияние обледенения на аэродинамические характеристики и требования по устойчивости движения.

Достоверность результатов

Достоверность результатов диссертационного исследования основывается на применении фундаментальных законов течения жидкости и газа, а также на согласованности результатов, полученных с использованием различных подходов к проектированию. Результаты применения основных математических и цифровых моделей, изложенных в диссертации, были сопоставлены с результатами испытаний моделей в аэродинамических трубах и опытовых бассейнах Крыловского государственного научного центра, Центрального аэрогидродинамического института (ЦАГИ); с результатами испытаний моделей скоростных амфибийных судов в условиях открытой воды, а также в ходе сравнения результатов цифрового моделирования с опорными данными, опубликованными в научных работах других авторов: наблюдается хорошее согласование.

Практическая значимость

С использованием результатов диссертационного исследования решались задачи проектирования скоростных амфибийных судов ООО «Судостроительная компания «Аэроход» (АСВП с АР проектов «Тунгус» и «Ласточка»), судна на динамической воздушной подушке (СДВП) ООО «RDC Aqualines», легкого пассажирского экраноплана типа «Б» (ООО «Ферсель»), судна на подводных крыльях проекта ООО «Импульс». Разработанные методы цифрового

моделирования используются в деятельности отечественных 1Т-компаний АО «Моделирование и цифровые двойники» и ООО «Тесис» для обеспечения цифровой поддержки решения задач судостроения. Результаты диссертационного исследования использовались в ходе решения задач НИР «Трансформер» (разработка новых технических решений по созданию амфибийного скоростного транспортного судна для круглогодичной работы в условиях труднодоступных районов севера в наиболее экономичном для данных погодных условий режиме с использованием принципов движения высокоскоростных судов различных типов), ОКР «Тунгус» (разработка концептуального проекта амфибийного судна на воздушной подушке с аэродинамической разгрузкой для всесезонных пассажирских перевозок на реках Сибири и Дальнего Востока), ПНИ «Разработка, верификация и внедрение в проектирование скоростных амфибийных судов с аэродинамической разгрузкой (АСВП с АР) суперкомпьютерных технологий вычислительного эксперимента в обеспечение задач аэрогидродинамики, мореходности и динамики движения, прочности, ресурса». Результаты диссертационного исследования используются в реализации образовательной программы высшего образования ФГБОУ ВО «Московский авиационный институт (национальный исследовательский университет)», в учебном процессе кафедры «Кораблестроение и авиационная техника» НГТУ им. Р.Е. Алексеева.

На защиту выносится:

- результаты обобщения и совершенствования теоретических основ аэрогидродинамического проектирования скоростных амфибийных судов, разработанные с использованием технологий цифровой поддержки жизненного цикла (включая методологическую схему, системы задач и алгоритмов);

- методы определения и обоснования обводов скоростных амфибийных судов, включая методику конструирования обводов несущего крыла, позволяющую управлять положением фокуса по высоте;

- методы аэрогидродинамического проектирования компоновок скоростных амфибийных судов на основе цифрового моделирования, учитывающие геометрические параметры, аэрогидродинамические характеристики и характеристики устойчивости движения;

- метод проектирования аэродинамической компоновки скоростного амфибийного судна с учетом обледенения и результаты его апробации;

- методы и результаты определения характеристик устойчивости движения скоростных амфибийных судов, включая разработанный критерий второго порядка, существенно развивающий и уточняющий известные теоретические подходы;

- математическая модель и алгоритм исследования прямого и обратного влияния экранного эффекта;

- алгоритм анализа и синтеза проектных решений в части аэрогидродинамики скоростного амфибийного судна, включающий учет возможного влияния обледенения и требований по обеспечению устойчивости движения.

Апробация результатов диссертационного исследования

Результаты диссертационной работы доложены и обсуждены на всероссийских и международных конференциях и семинарах:

1. X Международная научная конференция по амфибийной и безаэродромной авиации / «Гидроавиасалон-2014», Геленджик: 5 - 7 сентября 2014 г.

2. Конференция «Современные суперкомпьютерные технологии в промышленности - 2014» / ФГУП «Крыловский государственный научный центр», Санкт-Петербург: 17 октября 2014 г.

3. III Ежегодная национальная выставка «ВУЗПР0МЭКСП0-2015» / Научно-практическая конференция «Итоги реализации в 2015 году прикладных

научных исследований и экспериментальных разработок (ПНИЭР) по приоритетным направлениям в рамках Федеральной целевой программы «Исследования и разработки по приоритетным направлениям развития научно-технологического комплекса России на 2014 - 2020 годы», Москва: 2 - 4 декабря

2015 г.

4. XI Международная конференция по неравновесным процессам в соплах и струях/ Московский авиационный институт (национальный исследовательский университет), Алушта, 25 - 31 мая 2016 г.

5. XI Международная научная конференция по амфибийной и безаэродромной авиации/ «Гидроавиасалон - 2016», Геленджик: 23 - 24 сентября

2016 г.

6. XIII Международная специализированная конференция по инженерным расчетам и численному моделированию CADFEM/ANSYS, Москва: 25 - 27 октября 2016 г.

7. Всероссийская научно-практическая конференция «Современные технологии в кораблестроительном и авиационном образовании, науке и производстве», посвященная 100-летию со дня рождения Р.Е. Алексеева / НГТУ им. Р.Е. Алексеева, Нижний Новгород: 23 - 24 ноября 2016 г.

8. IV Ежегодная национальная выставка-форум «ВУЗПРОМЭКСПО-2016» / Научно-практической конференции «Исследования и разработки - 2016», Москва: 14 - 15 декабря 2016 г.

9. Семинар «Рождественские встречи: современные проблемы гидродинамики» / Санкт-Петербургский государственный морской технический университет, Санкт-Петербург: 27 декабря 2016 г.

10. V Международный Балтийский морской форум. V Международная научная конференция «Морская техника и технологии. Безопасность морской

индустрии» / Калининградский государственный технический университет, Калининград: 21 - 27 мая 2017 г.

11. XIV Международная конференция по скоростному водному транспорту FAST 2017 / город Нант (Nantes), Франция: 27 - 29 сентября 2017 г.

12. Всероссийская конференция «Рождественские встречи: современные проблемы гидродинамики» / Санкт-Петербургский государственный морской технический университет, Санкт-Петербург, 27 декабря 2018 г.

13. Всероссийская молодежная конференция «Научно-технологическое развитие судостроения» / ФГУП «Крыловский государственный научный центр», Санкт-Петербург: 18-19 апреля 2019 г. (номинация «Лучший доклад»).

14. XXX Научно-Техническая Конференция по Аэродинамике, посвященная 150-летию со дня рождения С.А. Чаплыгина / ЦАГИ, Московская область, п. Володарского, 25-26 апреля 2019 г. (номинация «Лучший доклад» секции «Проектирование ЛА»).

15. XXXI Научно-Техническая Конференция по Аэродинамике / ЦАГИ, Московская обл., Ногинский район, д. Жилино, 29-30 октября 2020 г.

16. Всероссийская конференция «Рождественские встречи: современные проблемы гидродинамики» / Санкт-Петербургский государственный морской технический университет, Санкт-Петербург, 24 декабря 2020 г.

17. XVI Всероссийский Форум-выставка «ГОСЗАКАЗ» / Союз машиностроителей России, Москва, 24-26 марта 2021 г.

18. Vth International Conference on Aerospace System Science and Engineering ICASSE 2021 / Moscow Aviation Institute, Moscow, 14-16 July 2021.

19. II Международная конференция «Математическое моделирование» / Международный авиационно-космический салон (МАКС), Москва, 21 -22 июля 2021 г.

20. XXXII научно-техническая конференция по аэродинамике / ЦАГИ, Московская обл., Ногинский район, д. Жилино, 28-28 октября 2021 г.

21. Всероссийская научно-практической конференция, посвященная 105-летию со дня рождения Р.Е. Алексеева / Нижний Новгород, 16-17 декабря 2021 года.

22. Всероссийская конференция «Рождественские встречи: современные проблемы гидродинамики», / Санкт-Петербургский государственный морской технический университет, 28 декабря 2022 г.

23. Международная научно-техническая конференция «Скоростной транспорт будущего: перспективы, проблемы, решения» / Московский авиационный институт, 2022 г.

24. XIII Всероссийский Съезд по теоретической и прикладной механике / Санкт-Петербург, 2023 г.

25. X российская конференция Вычислительный эксперимент в аэроакустике и аэродинамике / Светлогорск, 2024.

26. Всероссийская конференция «Рождественские встречи: современные проблемы гидродинамики» / Санкт-Петербургский государственный морской технический университет, Санкт-Петербург, 26 декабря 2024 г.

27. XXXV Научно-Техническая Конференция по Аэродинамике / ЦАГИ, Московская область, п. Володарского, 27-28 февраля 2025 г.

Публикации

По теме диссертационного исследования опубликовано 56 научных работ, в том числе, 38 работ, входящих в перечень ВАК РФ и приравниваемых к ним, включая 14 работ в журналах и сборниках, рецензируемых Scopus, Web-of-Science и RSCI, 9 работ в научных изданиях, отнесенных к категориям К-1 или К-2, а также 6 патентов на полезные модели и изобретения, 3 свидетельства о государственной регистрации программы для ЭВМ.

ГЛАВА 1. ОБОБЩЕНИЕ МЕТОДОВ АЭРОГИДРОДИНАМИЧЕСКОГО

ПРОЕКТИРОВАНИЯ СКОРОСТНЫХ АМФИБИЙНЫХ СУДОВ

1.1. Скоростные амфибийные суда в контексте развития судостроения

Появление скоростных амфибийных судов в истории судостроения было обусловлено, с одной стороны, растущими требованиями к скорости движения на воде, а с другой стороны - необходимостью расширения навигационных качеств и условий базирования. Среди судов, использующих динамическое поддержание, уместно выделить в отдельную категорию суда, использующие аэродинамику для поддержания корпуса судна над поверхностью воды в процессе крейсерского движения. Двигаясь в режиме парения или полета над водной средой, суда с аэродинамическим поддержанием испытывают существенно меньшее удельное сопротивление, чем водоизмещающие суда, и, в связи с этим, могут характеризоваться более высокими показателями транспортной эффективности.

Наиболее быстроходные суда на воздушной подушке (СВП) способны двигаться со скоростью свыше 100 км/ч. Двигаясь в режиме парения, СВП могут выходить на необорудованный берег, преодолевать отмели, осуществлять круглогодичную навигацию в условиях ледостава, то есть использовать свойство амфибийности. Экранопланы, двигаясь в режиме полета, способны устанавливать не только рекорды скорости среди судов (до 500 км/ч - наибольшая скорость экранопланов проектов КМ и Лунь), но и рекорд взлетной массы среди летательных аппаратов: взлетная масса скоростного амфибийного судна КМ составляла 544 тонны (большей взлетной массой 640 тонн в дальнейшем обладал только самолет Ан-225 «Мрия»).

Результаты сравнительного анализа судов с аэродинамическим поддержанием и других транспортных средств, проекты которых выполнены в XX веке, по критериям качества (отношения взлетной массы или водоизмещения к

сопротивлению движения), скорости и весовой отдачи представлены в работах Белавина [12], Маскалика [77], Рождественского [252]. В работе [152] приведены результаты сравнительного анализа показателя транспортной эффективности (1.1), учитывающего и затраты массы топлива на единицу пассажиро-километра

(1.2), и потребную взлетную массу (водоизмещение) аппарата на единицу пассажиро-километра, для некоторых проектов транспортных средств как прошлого столетия, так и начала XXI века (рисунок Рисунок 1.1).

(1.1)

T

K Э = ^ 4t

n ■ L

T =

Gn

(1.2)

где п - количество пассажиров; 0 - взлетная масса; Ь - максимальная дальность рейса в полной загрузке.

200

150

100

50

АСВПс АР

Самолет Ил-114 □

• СВП 8100TD

Экраиоплан «CYG-

Самолет CASA С-212-300

1ЦСК-12 «Иволг»»)» Экраиоплан «XTW-

11»

Экраиоплан «>№Н-

СВП БШМ 6Н-2006 1-, Экраиоплан 500, СВП Хиеус пр. А 20П

1-1 Орленок □

СВП Марс 2000 □ «□

\ •

Экраиоплан Экраиоплан

«Акваглайд-30» «0рион-20»

• а Самолет Ь4101Л/Р-

Е СВП "Рысь"

А Вертолет Ми 8

1960

1970

1980

1990

2000

2010

2020

Рисунок 1.1 - Значения показателя транспортной эффективности судов с аэродинамическим поддержанием и объектов авиации

Данные, приведенные на рисунке 1.1 , показывают, что для развития проектов авиации ближней и средней дальности по показателю транспортной эффективности исторически характерен восходящий тренд, близкий к линейному, в то время как для проектов судов с аэродинамическим поддержанием исторически наблюдается неравномерное изменение обобщённого показателя транспортной эффективности судов различных проектов. В частности, большинство проектов пассажирских судов на воздушной подушке, появившихся в разное время, сравнительно мало отличаются по величине обобщённого показателя транспортной эффективности. Для проектов экранопланов характерно более чем двукратное отличие значений показателя транспортной эффективности, что указывает на возможность поиска новых компоновочных решений, которые могли бы обеспечить развитие и широкое внедрение транспортных средств этого типа. Перспективы применения положительного влияния экранного эффекта в проектировании скоростных амфибийных судов связаны с разработкой гибридных архитектурно-конструктивных типов, соединяющих преимущества СВП и экранопланов.

Первые тяжелые экранопланы, принятые к эксплуатации, появились в результате серии длительных испытаний буксируемых и самоходных моделей, которые растянулись более чем на два десятилетия [21]. Помимо критерия Фруда, в проектировании скоростных амфибийных судов используются исследования на основе критерия подобия по числам Рейнольдса, Струхаля, и ряду других критериев. Однако создать масштабную модель, одновременно удовлетворяющую различным критериям, невозможно. Например, при использовании импеллеров, имитирующих работу системы поддува на уменьшенной модели судна, с давлением, равным давлению динамической воздушной подушки натурного аппарата, практически неизбежно увеличение скорости вращения и локальное

Похожие диссертационные работы по специальности «Другие cпециальности», 00.00.00 шифр ВАК

Список литературы диссертационного исследования доктор наук Февральских Андрей Владимирович, 2025 год

- Л

\

\

Л Ч

-

ч__/ .

225 25

Рисунок 4.16 - Профиль границы раздела водной и воздушной среды в области

задней кромки крыла при =0,06 (исходный уровень воды

Ъ = -0.067 м)

1 UUe-Ul ~r

Z-Coordinate (mixture) (m)

-1 05e-01 -1 07e-01 -1 t0e-01

-1 13e-01 H-

-1 17e-01 -1 20e-01 -1 22e-01 -1 25e-01

0 25

•I

4 н • • I

• •

Т_ • ■

1 • %

j щ ц t ш •

J ■ • ¥ •

4 г »

i ( » •

ТТТТ" " • • ** ' ' ■ |

0 5 0 75 1

1 25 15

1 75

2 25 2 5

Position (m)

Рисунок 4.17 - Профиль границы раздела сред в области задней кромки крыла при =0,07 (исходный уровень воды Z = -0.117 м)

Данные рисунка 4.17 показывают, что при =0,07 деформация водной поверхности воздушной подушки в области задней кромки крыла обусловлена главным образом влиянием струи поддувного винта: на половине ширины секции воздушной подушки, ближней к диаметральной плоскости, водная поверхность в результатах расчетов не деформируется. Влияние взаимодействия набегающего потока с крылом на деформацию водной поверхности при этом оказывается незначительным.

Графики зависимостей аэрогидродинамических сил, действующих на компоновку СДВП, от уровня исходной осадки, с учетом влияния маршево-поддувного винта и деформации водной поверхности, представлены на рисунке 4.18.

Рисунок 4.18 - Подъемная сила и сила аэрогидродинамического сопротивления (в Ньютонах), действующие на модель судна при разных значениях

Результаты расчетов показывают, что величина силы аэрогидродинамического сопротивления, подъемной силы и форма свободной поверхности воды существенно нелинейно зависит от исходного заданного расстояния от задней кромки крыла СДВП до поверхности невозмущенной жидкости. Равновесное значение тяги и сопротивления соответствует значению

=0,058...0,060, что соответствует массе полномасштабного судна около 962 кг. Достоверность полученных результатов подтверждается сравнением с результатами испытаний масштабной модели в опытовом бассейне в Центральном аэрогидродинамическом институте: отличие величин относительного сопротивления для заданного режима загрузки и положения центра масс составляет не более 10% при различных значениях числа Фруда. Таким образом, при дальнейших расчетах динамики и устойчивости рекомендуется определять значения аэродинамических производных,

соответствующих высоте полета /г ~ 0.059 для расчета устойчивости установившегося крейсерского движения предлагается определить значения

4.5. Цифровое моделирование брызгообразования воздушной подушки 4.5.1. Основные положения VoF-DPM подхода

Для моделирования брызгообразования и движения капель в воздушной среде на основе метода контрольных объемов рационально использовать связанный эйлеро-лагранжевый подход и включить модель дискретной фазы в общую математическую модель аэрогидродинамики скоростного амфибийного судна. Задача о моделировании брызгообразования и движения капель на основе численного решения уравнений Навье-Стокса для двухфазного несжимаемого течения со свободной границей раздела (VoF-подход) и уравнений движения дискретной среды (Discret Phase Method, DPM-подход) рассматриваются на примере моделирования аэрогидродинамики статической воздушной подушки скоростного амфибийного судна. Для валидации выбранного подхода выполнено моделирование коллапса водной струи в поперечном воздушном течении: его результаты приведены в сравнении с результатами эксперимента. Возможности и достоверность результатов применения связанного VoF-DPM подхода исследуются в сравнении с известными результатами экспериментального и математического моделирования брызгообразования СВП для анализа возможности применения в решении задачи прогнозирования обледенения скоростного амфибийного судна.

Моделирование движения брызг в рамках DPM-подхода осуществляется на основе решения уравнения (2.11). Для определения формы капли с учетом ее деформации используется уравнение (4.4).

d 2 y = ç^p^ul v_CÉvLdy (44)

ri 2 3 У 2 т. (4.4)

dt Cb p r plr plr dt Модель, представленная уравнением (4.4), предложена Тейлором [263] и позволяет учесть отклонение капли от сферической формы, что позволяет более корректно определять величину аэродинамического сопротивления капли и, соответственно, прогнозировать траекторию ее движения. В уравнении

185

уравнений (4.4) у - величина деформации капли (отклонения от сферической формы), г - радиус недеформированной капли. Значения коэффициентов модели С=1/2, СР =1/3, Сй =5, С =8 выбраны на основании результатов теоретических и экспериментальных исследований [178;225]

Для моделирования распада водной струи на мелкие капли используется модель Мадабхуши [230]. В рамках этой модели принимается представление струи в виде потока изначально сферических капель, а в качестве характерной величины используется величина ХсЪ (4.5), характеризующая время пребывания капли в струе с момента попадания капли в область течения: если время существования капли в области течения становится больше характерного времени пребывания капли в струе, то в дальнейшем капля рассматривается как отдельный объект и может быть подвержена деформации, а также разрушению на более мелкие капли.

* = С^

*сЬ С0

и„

V

р (4.5)

Ра

В формуле (4.5) Ыа - скорость воздуха; ра - плотность воздуха, р„ -

плотность воды; Э0 - исходный диаметр струи; Со = 3,44 - постоянная модели

Мадабхуши [230]. Аналогичный подход к моделированию разрушения капли,

покинувшей струю, используется в модели Пилча и Эрдмана [247]: время

разрушения капли 1ъ определяется из условия (4.6).

6(Шв -12)-025, 12 < Шв < 18

2.45(Шв -12)025, 18 < Шв < 45

14.1(Шв -12)-025, 45 < Шв < 351 (4.6)

0.776(Шв -12)025, 351 < Шв < 2670

5.5, 2670 < Шв

В условии (4.6) Же - местное число Вебера, определяемое скоростью

Ь = <

г *

движения и размером капли; г * = ^рагвМ

— - характерный масштаб времени, в

Ря

котором Брагем - диаметр разрушающейся капли и Ые - скорость движения капли относительно воздуха. Определение диаметра и количества полученных

186

в результате разрушения капель осуществляется в результате решения системы уравнений, выражающих законы сохранения массы и импульса, и дополненной статистическим распределением диаметра капель, предложенным Мадабхуши [230].

Механизм связанного VoF - DPM моделирования основывается на передаче информации о массе капли воды, полученной в процессе расчета на основе VoF модхода, в DPM-модель этой же капли при достижении ею размера меньшего, чем заданный dtr (плотность воды принимается постоянной). Величина dtr выбирается исходя из условий моделирования и размера элемента контрольнообъемной сетки в области ожидаемого образования и движения брызг hm. Справедливо соотношение

dr * К (4.7)

Таким образом в подходе связанного VoF - DPM моделирования гидродинамики скоростного амфибийного судна с учетом деформации водной поверхности и брызгообразования уравнение неразрывности в системе (2.8) приобретает следующий вид (4.8).

д

-at+VakV = Kd-^p (4.8)

В уравнении т к - количество массы брызг в единицу времени, перешедших в область пространства, занятую водой; тй - количество массы

воды, перешедшей в брызги.

Для исследования возможностей применения изложенного подхода в решении задач автоматизированного проектирования аэрогидродинамики скоростного амфибийного судна используется программное обеспечение Ansys Fluent [200]. В качестве валидационных задач математической модели брызгообразования выбрана задача о коллапсе водной струи в поперечном воздушном течении и задача о брызгообразовании в области секции шасси на воздушной подушке скоростного амфибийного судна [200].

4.5.2. Задача о разрушении водной струи в поперечном воздушном течении

Задачу о разрушении водной струи в поперечном воздушном течении можно отнести к типовым задачам исследования аэрогидродинамики скоростного амфибийного судна, поскольку истечение из области воздушной подушки нередко сопровождается формированием дисперсных струй. Пример такого истечения приведен на рисунке 4.19.

Ф (Ь)

Рисунок 4.19 - Процессы, сопровождающие коллапс водной струи в поперечном воздушном течении (а) и распыл водной струи в процессе движения скоростного амфибийного судна Акваглайд (Ь)

В настоящем разделе моделируется распыл водной струи в поперечном потоке воздуха, характеристики моделируемого течения приведены в таблице 4.1.

Таблица 4.1. Характеристики течения в задаче о коллапсе струи

Плотность воды Р , кг/м3 Плотность воздуха ра, кг/м3 Число Вебера We Отношение динамического давления рУг2 У РаУа Диаметр струи в области инжекции, мм Коэффициент поверхностного натяжения а, Н/м

998,2 1,225 248 7,1 0,381 0,0719

Исследуется совместное турбулентное течение двух несжимаемых жидкостей - воздуха и воды - со свободной границей раздела переменной топологии. Принимается, что турбулизация аэродинамического течения, обусловленная появлением, разрушением и движением капель при данных условиях течения не оказывает заметного влияния на распределение скорости. Моделирования методом контрольных объемов с использованием DPM подхода выполнялось в программном обеспечении Ansys Fluent. Использовалась полиэдрическая сеточная модель с количеством контрольных объемов 30108 единиц, для замыкания системы осредненных по Рейнольдсу уравнений Навье-Стокса подключена модель турбулентности SST к-ю и опция демпфирования турбулентности [148]. На рисунке 4.20 показаны границы сеточной модели и облако брызг в задаче о моделировании коллапса водной струи.

Рисунок 4.20 - Границы сеточной модели в задаче о моделировании

коллапса водной струи

На входной границе области моделирования задавалось граничное условие по скорости аэродинамического течения, на выходной границе - условие по

давлению, на верхней, нижней и боковых стенках - условие непроницаемости с проскальзыванием. Также на нижней границе задан источник инжекции брызг -воды в виде дискретной фазы, согласно условиям, данным в таблице 4.1.

Время вычислений составило около 18 часов на компьютере с 4 физическими ядрами процессора Intel Core i7-6700 c частотой 3,4 ГГц, установленной оперативной памятью 64 Гб и графической картой NVIDIA Quadro K620.

Полученные по результатам моделирования траектории движения частиц сравнивались с корреляцией результатов экспериментальных исследований [260], представленной в виде выражения (4.9), характеризующего распределение максимальной высоты движения капли в зависимости от отклонения струи от точки инжекции.

= 1.55g053 ln(1 +1.66-^) (4.9)

В формуле (4.9): y - координата капли по вертикали, z - координата капли в направлении аэродинамического течения, отсчитанная от точки инжекции (впрыска) водной струи, D - диаметр струи в точке инжекции. Среднеквадратичное отклонение полученной корреляции составляет 1,83 единиц.

v/D Эксперимент

О 10 20 30 40 50 60 г/£)

Рисунок 4.21 - Сопоставление результатов моделирования распада водной струи по методу БРМ с результатами экспериментов

Результаты моделирования коллапса струи, выполненного в Ansys Fluent, в сравнении с результатами эксперимента в виде распределения координат дискретной фазы (брызг/капель), приведены на рисунке 4.21: наблюдается хорошее согласование данных, полученных в расчете и в эксперименте.

4.5.3. Брызгообразование воздушной подушки как стартового устройства скоростного амфибийного судна

Выполнено компьютерное моделирование брызгообразования секции воздушной подушки скоростного амфибийного судна гибридного типа проекта «Тунгус», представленного на рисунке 4.22. Вид геометрической модели расчетной области приведен на рисунке 4.23. В рамках расчета принимается, что образование брызг происходит, главным образом, за счет истечения водно-воздушной среды из области воздушной подушки вследствие работы движительно-поддувного устройства. На днище судна задано условие истечения воздуха (расхода), соответствующего установлению в воздушной подушке давления, необходимого для поддержания корпуса судна в режиме парения над водной поверхностью.

Рисунок 4.22 - Скоростное амфибийное судно проекта «Тунгус» на режиме

взлета с воды

(«воздушная подушка»)

Рисунок 4.23 - Схема расчетной области моделирования секции воздушной

подушки

Результаты моделирования приведены на рисунке 4.24 в сравнении с результатами экспериментов и расчетов по эмпирической модели [7] при разных величинах расхода воздуха и исходной осадке судна. Количественный анализ результатов моделирования представлен в виде зависимости безразмерного объемного расхода брызг д* = дт / О (- объемный расход брызг, м3/с; 0а - объемный расход воздуха, м3/с) от критерия и (4.10).

и = /п(105 )

Нп

в (4.10)

0 =-

В соотношениях (4.10) Ни - глубина впадины воздушной подушки, м; р -среднее давление воздушной подушки, Па; р - плотность воздуха, кг/м3; гт -среднемедианный радиус капли, определяемый по результатам численного моделирования.

(а) (б)

Рисунок 4.24 - Результаты апробации методики моделирования брызгообразования воздушной подушки с использованием подхода VoF-to-DPM: (а) - сравнение величин безразмерного расхода брызг цт при различных значениях критерия и, полученных в ходе CFD-моделирования (круглые

маркеры), с данными экспериментов и эмпирической модели; (б) -визуализация свободной поверхности и брызг вблизи корпуса воздушной

подушки

Данные рисунка 4.24 показывают, что применение метода VoF-to-DPM в

численном моделировании позволяет достоверно определить количество воды,

выносимой в виде брызг из области воздушной подушки. При этом с

применением метода VoF-to-DPM моделирование может осуществляться в

полноразмерной постановке и, тем самым, удается избежать теоретических

допущений, принимаемых при постановке модельных экспериментов в

опытовых бассейнах. Кроме того, при выполнении численного моделирования

не нужно задавать в качестве исходных данных глубину впадины, величину

давления и принимать условие М.С.Волынского, как предлагается в методике

[7]. При наличии достаточных вычислительных ресурсов, применение данной

методики распространяется на случай полной компоновки скоростного

амфибийного судна, что позволяет анализировать влияние воздушных винтов

на движение брызг, забрызгиваемость фюзеляжа и другие эффекты.

193

В результате выполнения серии вычислительных экспериментов с математической моделью истечения и брызгообразования воздушной подушки с ограждением скегового типа на основе связанного УоБ-БРМ подхода получены характеристики размеров капель, представленные в таблице 4.2.

Таблица 4.2. Характеристики размеров капель, полученные по результатам моделирования истечения из секции ограждения воздушной подушки скегового типа

Количество Общая Максимальный Минимальный Средний

капель масса диаметр капли, диаметр диаметр

капель, мкм капли, мкм капли,

г мкм

1885 0,716 363 1,85 21,7

Данные, представленные в таблице 4.2, предназначены для использования в моделировании процесса образования льда на поверхности скоростного амфибийного судна.

4.6. Выбор и обоснование рациональных параметров аэрогидродинамической компоновки скоростного амфибийного судна

На стадии формирования аэрогидродинамической компоновки в качестве исходных данных наследуются обводы аэродинамической компоновки.

Из вектора параметров технического задания С (с1, с2,..., сп)

принимаются, в первую очередь, значения массы нагруженного судна, характеристики мореходности, дальности хода и др.

Вектор искомых характеристик Х(хх,х2,...,хп) включает, в первую

очередь, такие параметры, как обводы скегов и ограждения воздушной подушки, мощность энергетической установки, тип и расположение маршево-силовой установки (движительно-поддувного устройства), положение центра

масс, характеристик рулевых устройств (например, закрылков и предкрылков) и другие.

Система ограничений Оу(X,С)> А у = 1,...,т, в процессе

проектирования аэрогидродинамической компоновки, помимо основных уравнений движения, баланса масс и устойчивости, дополняется требованием

по величине абсциссы центра давления Ха воздушной подушки по сравнению с

абсциссой центра масс Х^ (4.11).

Хя > Ха (411)

Ограничения на компоненты вектора искомых характеристик х™1П < хг- < хгтах, помимо требования, выраженного неравенством (4.11),

обусловлены осадкой, размерениями аэродинамической компоновки, а также формой в плане несущего крыла ввиду расположения воздушной подушки под центропланом.

В качестве возможной целевой функции проектирования, в зависимости от требований технического задания, рационально рассматривать энерговооруженность судна, либо величину взлетной массы (с учетом заданной полезной нагрузки), либо дальность движения.

Решение задачи об определении рационального значения целевой функции осуществляется с использованием технологий цифрового моделирования в ходе определения зависимости гидродинамического сопротивления от числа Фруда, величины потребной мощности движения, анализа картин волнообразования и брызгообразования, по аналогии с тем, как было показано в этой главе.

ГЛАВА 5. ПРОЕКТИРОВАНИЕ АЭРОДИНАМИЧЕСКОЙ

КОМПОНОВКИ СКОРОСТНОГО АМФИБИЙНОГО СУДНА С УЧЕТОМ ВЛИЯНИЯ ОБЛЕДЕНЕНИЯ

5.1. Цифровое моделирование нарастания льда на несущей поверхности, движущейся вблизи экрана

Во время движения скоростного амфибийного судна вблизи водной поверхности при определенных метеорологических условиях возможно образование льда на крыле, оперении, скегах, рубке и других элементах компоновки. Причиной образования льда может являться присутствие влаги в воздухе в виде пара (сублимационное обледенение), а также в виде капель -тумана или дождя, или появившихся в воздухе в результаты взаимодействия индуцированных воздушных струй движительно-поддувного устройства с водной поверхностью. Помимо таких проблем, как снижение тяги маршевого винта, потеря видимости вследствие обледенения лобового стекла, препятствие работе систем механизации элементов ограждения воздушной подушки, увеличение массы отдельных элементов компоновки, в качестве ключевой проблемы обледенения скоростного амфибийного судна рассматривается изменение аэродинамических характеристик и характеристик устойчивости вследствие изменения геометрических обводов.

Необходимо отметить, что сведения о степени изученности проблемы обледенения скоростного амфибийного судна в открытом доступе отсутствуют, главным образом, по причине того, что все известные ранее экранопланы проектировались для эксплуатации вне условий обледенения. Вместе с тем, потенциал скоростных амфибийных судов в части круглогодичного использования в центральных областях России, а также в условиях Севера, Сибири и Дальнего Востока, рассматривается как высокий [83; 152]. Появление льда на поверхности элементов компоновки скоростного амфибийного судна автор наблюдал во время испытаний судна проекта «Тунгус»: лёд нарастал на

196

поверхности крыла, на оперении и на лобовом стекле, а на закрылках, которые выполняли функции кормового ограждения, налипала шуга. Сублимационное обледенение винтов наблюдалось в ходе испытаний скоростного амфибийного судна «Орион», по словам ведущего аэродинамика этого проекта Сергеева В.Г. В целом, проблема обледенения маршевых аэродинамических винтов судов на воздушной подушке известна достаточно широко.

Для цифровой поддержки процессов, сопутствующих обледенению скоростного амфибийного судна необходимо разработать методику компьютерного моделирования нарастания льда и определения влияния изменения обводов судна на его обтекание аэродинамическим потоком. Методика цифрового моделирования должна удовлетворять требованиям повторяемости результатов, их достоверности, а также обладать потенциалом для интеграции в алгоритмы цифровой поддержки проектирования скоростных амфибийных судов. В последние годы в решении задач проектирования объектов авиационной техники для исследования проблемы влияния обледенения на аэродинамические характеристики используют подход на основе численного моделирования обледенения. В основном, численное моделирование обледенения летательных аппаратов реализуется на базе метода контрольных объемов: это позволяет определять не только форму ледяных наростов, но и изменение аэродинамических характеристик в едином алгоритме расчета, интегрированном в систему автоматизированного проектирования. К недостаткам этого подхода можно отнести его разработанность, главным образом, для переохлажденных капель в атмосфере, что лишь частично охватывает проблематику обледенения скоростных амфибийных судов. Кроме того, важно отметить, что до проведения данного диссертационного исследования оставалась неизученной проблема влияния аэродинамического экранного эффекта на формирование ледяных наростов на несущей поверхности. В качестве исходных данных для расчета обледенения, вызванного метеорологическими условиями, могут быть использованы

справочные сведения. Для получения исходных данных моделирования обледенения, вызванного влиянием струй движительно-поддувного устройства, следует применять методы цифровой поддержки, изложенные в главе 4. Таким образом, методика моделирования обледенения на основе метода контрольных объемов может быть встроена в цифровую модель скоростного амфибийного судна и использована для исследования процесса нарастания льда на его поверхности, а также для исследования изменения аэродинамических характеристик, включая характеристики устойчивости крейсерского полета в условиях влияния экранного эффекта.

Численное моделирование движения сжимаемого воздуха в расчетной области основано на применении метода контрольных объемов в решении осредненных по Рейнольдсу уравнений Навье-Стокса (^АКБ). Математическая модель процесса нарастания льда включает решение в частных производных уравнений сохранения массы, количества движения и энергии. В отличие от математической модели аэродинамики скоростного амфибийного судна, в аэродинамике моделирования процесса нарастания льда значение динамической вязкости воздуха определяется с использованием закона Сазерленда.

Учет влияния теплового состояния воздуха на характеристики массопереноса выполняется посредством дополнения системы уравнений Навье-Стокса уравнением закона сохранения энергии (5.2).

^р-+V • СрУН) = V • (ДУТ)+V- г) (5.2)

В уравнении (5.2) Н - энтальпия, к - коэффициент теплопроводности среды, Т - тензор напряжений.

В качестве уравнения состояния среды используется уравнение идеального газа (5.3)

р = рЯТ (5.3)

Для определения напряжений Рейнольдса используется модель турбулентности к-ю SST Ментера с моделью вязкого нагрева.

Методика моделирования процесса осаждения капель и нарастания льда в эйлеровой постановке основывается на уравнениях теории аэрогидродинамики скоростного амфибийного судна, приведенных в разделе 2.2. Модель движения капли в постановке Эйлера описывается системой уравнений (5.4).

да

~дг

+ = О

д(аГа)

дг

+

24 К

а(Га-У,) + а

Рс

Л

V

Ра

(5.4)

¥т2

В системе уравнений (5.4) а - массовая доля капель, Уа - скорость воздуха,

—»

- скорость капель, С0 - коэффициент сопротивления капель, ра и ра -

соответственно плотность воздуха и плотность капель.

Параметр инерции К и локальное число Фруда 1чл вычисляются согласно

формулам (5.5) и (5.6).

К =

рАХ

ада

=

181

К „

(5.5)

(5.6)

В формулах (5.5) и (5.6): d - диаметр капли, L - характерный размер, Vaoo -

скорость течения на отдалении от компоновки скоростного амфибийного судна, .;■', - динамическая вязкость воздуха.

Для реализации методики численного моделирования обледенения скоростного амфибийного судна могут быть использованы пакеты программ Логос или Ansys FENSAP ICE. В ходе выполнения исследований диссертации использовался пакет программ Ansys FENSAP ICE.

Численное моделирование процесса формирования наростов льда на поверхности скоростного амфибийного судна включает последовательное выполнение следующих этапы:

- расчет экранной аэродинамики с учетом теплового состояния воздушного течения в окрестностях поверхности скоростного амфибийного судна;

- расчет характеристик движения капель в воздухе в окрестностях поверхности скоростного амфибийного судна и характеристик осаждения капель на его поверхности;

- расчет теплового баланса на поверхности скоростного амфибийного судна, определение формы и толщины нарастающего льда;

- перестроение сеточной модели для расчета по методу контрольных объемов на основе подхода Эйлера;

- передача данных по распределению характеристик шероховатости и коэффициента теплопередачи на поверхности скоростного амфибийного судна для выполнения последующих расчетов в случае реализации концепции многостадийного моделирования.

Применение пакета программ Ansys FENSAP ICE для трехмерного моделирования процессов образования льда на элементах компоновки скоростного амфибийного судна позволяет выполнить оценку изменения

аэродинамических характеристик, вызванного появлением наростов льда, в ходе решения задач автоматизированного проектирования.

FENSAP ICE имеет модульную структуру, наиболее важными модулями являются:

• FENSAP - встроенный аэродинамический решатель;

• DROP3D - модуль для расчета движения и осаждения капель;

• ICE3D - модуль для вычисления ледяной корки.

Важной особенностью FENSAP ICE является возможность его совместного использования с другими пакетами программ, входящими в состав Ansys. В ходе решения задач диссертационного исследования использовалась связка Fluent - FENSAP ICE, причем, пакет программ вычислительной гидрогазодинамики Fluent использовался и для расчета картины аэродинамического течения вблизи поверхности скоростного амфибийного судна, и для определения количества и размеров брызг в случае исследования взаимодействия компоновки с водной средой. Основной положительной чертой данной связки является ее надежность, а также возможность применения Fluent Meshing (входит в состав Fluent) для автоматического перестроения сетки в ходе реализации концепции многостадийного моделирования обледенения, с использованием дополнительных программ, написанных в процессе решения задач диссертационного исследования.

В данной работе выполнена апробация двух основных вариантов вычислительного проекта. В примере расчета обледенения крыла выполняется многостадийный расчет с использованием встроенного в FENSAP ICE аэродинамического решателя и технологии перестроения сетки ALE Displacement (структура представлена на рисунке 5.1). Применение этого варианта представляется целесообразным для численного моделирования обледенения плоских или квази-плоских объектов (аэродинамических профиль или крыло бесконечного удлинения) и позволяет несколько уменьшить затраты вычислительных ресурсов по сравнению со вторым подходом.

Рисунок 5.1 - Алгоритм цифрового моделирования обледенения крыла

Для моделирования формирования ледяных наростов на поверхностях цилиндра и компоновки используется технология автоматического перестроения сетки с помощью Ansys Fluent Meshing. Для реализации такого вычислительного проекта необходимо предварительно разработать программу, которая решает следующие задачи:

• устанавливает последовательность запуска модулей;

• выполняет преобразование сетки в формат Fluent;

• передает геометрическую модель поверхности скоростного амфибийного судна с учетом ледяных наростов, вычисленных на предыдущем шаге, в формате .stl во Fluent Meshing;

• осуществляет запуск Fluent Meshing, чтение и выполнение файла журнала (.jou), включающего программу, написанную на языке текстового графического интерфейса Fluent (tui), а также генерацию сеточной модели области течения с учетом наросшего на прошлом шаге льда;

• осуществляет запуск Fluent в режиме аэродинамического решателя, чтение и выполнение файла журнала (.jou), выполнение расчета полей течения;

• выполняет преобразование файла настроек аэродинамического решателя Fluent в сетку, совместимую с модулем DROP (для выполнения расчета осаждения капель);

• выполняет интерполяцию распределения характеристик теплопередачи, осаждения капель и шероховатости на поверхность новой сеточной модели.

Текст программы «Custom remeshing» для автоматизированной передачи данных между стадиями вычислительного проекта по моделированию обледенения приведен в Приложении А. В Приложении Б приведен текст программы для автоматизированного перестроения сетки. Программы, а также расчеты с их использованием выполнены совместно с учеником автора настоящего диссертационного исследования - Купчиком Владиславом Сергеевичем.

Рисунок 5.2 - Алгоритм цифрового моделирования обледенения компоновки

скоростного амфибийного судна

Таким образом реализация вычислительного проекта с применением

технологии автоматического перестроения сетки во Fluent Meshing является

достаточно трудоемкой задачей, но, как показывает практика, этот недостаток

оправдан - форма льда, полученная в результате такого расчета, хорошо

согласуется с экспериментом. Структура вычислительного проекта

многостадийного моделирования образования наростов льда на поверхности

скоростного амфибийного судна приведена на рисунке 5.2.

203

5.2. Валидация цифрового моделирования на примере обледенения крыла вне экрана

Численное моделирование обледенения движущегося тела вблизи экрана до сих пор являлось неизученной проблемой, поэтому для валидации разработанного многостадийного подхода численного моделирования обледенения использовались результаты эксперимента по моделированию обледенения сегмента прямого крыла вне экрана.

В ходе решения валидационной задачи численного моделирования образования льда рассматривалось обледенение профиля NACA 0012 c хордой 640 мм. Вид на профиль изображен на рисунке 5.3.

Рисунок 5.3 - Аэродинамический профиль NACA0012 для решения валидационной задачи численного моделирования процесса нарастания льда

После построения геометрической модели сегмента крыла с профилем NACA 0012 и области течения, выполнено построение контрольнообъемной структурированной сетки с использованием программы ICEM CFD: сетка включает 56810 гексаэдрических ячеек, коэффициент прироста размера ячеек составляет 1,14. Виды расчетной сетки представлены на рисунке 5.4.

Ширина сеточной модели области течения вдоль размаха сегмента крыла равна толщине одного контрольного объема: на фронтальных границах расчетной области принимается условие симметрии.

Параметры расчетных режимов, рассматриваемых в валидационном примере, приведены в таблице 5.1.

Таблица 5.1. Параметры расчетных режимов для моделирования обледенения сегмента крыла с профилем NACA 0012

№ Скорость Угол Диаметр Полная Время LWC,

режима набегающего атаки, капель, температура обледенения, г/м3

потока, м/с градусы мкм воздуха, К с

1 112 4 20 269 600 0,68

2 90 6 14,5 262 300 0,51

Рисунок 5.4 - Виды сетки для моделирования обледенения сегмента крыла

вне экрана

В программе FENSAP ICE был создан шаблон проекта мультистадийного моделирования MULTI-FENSAP и импортирована ранее построенная в ICEM сетки. После открытия модуля FENSAP необходимо настроить аэродинамический решатель и активировать следующие функции:

• определение поля скорости и давления на основе решения уравнений Навье-Стокса;

• включение в математическую модель уравнения энергии;

• для определения напряжений Рейнольдса используется модель турбулентности k-ю SST Ментера;

• на поверхности профиля вначале задается фиксированное значение шероховатости 0,0005 м, на последующих стадиях моделирования

значения шероховатости в каждой точке поверхностной сетки назначаются путем экстраполяции данных из результата моделирования ледяной корки. Выполняется ввод опорных значений для вычисления безразмерных характеристик потока:

- характерный линейный размер, равный длине хорды профиля;

- скорость воздуха (задается значение из таблицы №1 соответственно для каждого из режимов);

- опорное значение давления для всех расчетов в ходе решения валидационной задачи составляло 101325 Па.

Задаются граничные условия: скорость воздуха на входной границе и значение перепада давления на выходной границе. На поверхности профиля задается граничное условие первого рода - температура, значение которой составляет равно температуре торможения + 10 К. Для контроля сходимости решения выбраны коэффициенты подъемной силы и силы сопротивления.

На рисунке 5.5 приведено распределение значения скорости вблизи профиля NACA 0012, полученное по результатам численного моделирования аэродинамики с учетом термодинамического состояния воздуха.

Полученное по результатам численного моделирования аэродинамики распределение скорости и температуры передается в модуль DROP3D, предназначенный для расчета характеристик осаждения жидкости на поверхности исследуемого тела. В модуле DROP3D настраивается водность потока (LWC), распределение диаметра капель (в данном случае оно принимается монодисперсным: диаметр капель равен 20 мкм), плотность воды, направление движения капель на входной границе области течения. На рисунке 5.6 изображено распределение коэффициента захвата на поверхности профиля для первого режима на первом временном шаге.

Рисунок 5.5 - Распределение поля скорости вблизи профиля NACA 0012, полученное по результатам численного моделирования с учетом теплового

состояния воздуха

Рисунок 5.6 - Распределения коэффициента захвата капель на поверхности сегмента крыла с профилем NACA0012

Результаты расчета распределения коэффициента захвата передаются в модуль ICE3D, где выполняется настройка модели обледенения, активируется модель Glaze-ice, указываются поверхности, на которых моделируется образование ледяных наростов. Задается продолжительность моделируемого процесса обледенения: в данном примере она составляет 120 с, а также выбирается метод перестроения сетки (для расчета обледенения сегмента крыла выбран метод ALE Displacement). Вид ледяного нароста, полученный в результате расчетов на первой стадии моделирования обледенения показан на рисунке 5.7.

Результаты численного моделирования обледенения сегмента крыла с профилей NACA 0012, в том числе, в сравнении с результатами эксперимента [204], приведены на рисунках 5.7 и 5.8: наблюдается хорошее согласование форм ледяных наростов, полученных разными способами.

Рисунок 5.7 - Вид ледяного нароста, полученный в результате расчетов на первой стадии моделирования обледенения сегмента крыла с профилем NACA

0012

-¡-

/эксперимент

*Jp

* расчет

Рисунок 5.8 - Сравнение форм ледяных наростов, полученных в ходе эксперимента и в результаты численного моделирования обледенения сегмента

крыла с профилем NACA 0012

Приведенные на рисунках 5.7 и 5.8 результаты относятся к случаю обтекания профиля. Для внедрения данной методики в решение задач проектирования аэрогидродинамической компоновки необходимо исследовать возможности ее применения для случая объемного крыла.

Рассмотрим задачу о численном моделировании обледенения крыла типа GLC-305 [244] с профилем NACA 0012. Длина хорды в корневом сечении составляет 64 см, длина САХ составляет 47,5 см, длина хорды в концевом сечении 25,6 см. Площадь крыла 1,36 м2, удлинение X = 6,8. Угол стреловидности по передней кромке 28°. Толщина задней кромки постоянна и составляет 1 мм. Вид крыла в изометрии представлен на рисунке 5.9.

Рисунок 5.9 - Крыло типа GLC-305

Наименование граничных условий, их расстояние от крыла и тип граничного условия приведены в таблице 5.2.

Вид контрольнообъемной сетки, построенной в программе Fluent Meshing, представлен на рисунке 5.10. Сетка состоит из 6.5 млн тетраэдрических элементов. На поверхности крыла построен пристеночный слой толщиной в 24 элемента, отношение толщины первого элемента пристеночного слоя к длине ребра грани, лежащей на стенке, составляло 250.

209

Таблица 5.2. Параметры и типы граничных условий расчетной области в

задаче численного моделирования обледенения крыла

Граница Расстояние до границы, САХ Тип границы Комментарий

Inlet (перед крылом) 2,7 Velocity-inlet Граничное условие скорости, равной скорости набегающего потока

Outlet (за крылом) 8,5 Pressure-outlet Граничное условие истечения без дополнительного перепада давления

Top(над крылом) 4,7 Slip Wall Стенка с проскальзыванием: значение скорости в узле сетки на стенке принимается равным значению скорости в центре прилегающего к стенке контрольного объема

Side (сбоку от крыла) 2,7 Slip Wall

Bottom (под крылом) 4,7 Slip Wall

Параметры расчетного режима, рассматриваемого в данном примере приведены в таблице 5.3.

Таблица 5.3. Характеристики режима течения в задаче численного

моделирования обледенения крыла

Скорость Угол атаки, Диаметр Полная Время LWC,

набегающего градусы капель, температура обледенения, г/м3

потока, м/с мкм воздуха, 0С с

112 4 20 -3,89 600 0,68

Рисунок 5.10 - Сечение фрагмента контрольнообъемной сеточной модели для

задачи численного моделирования обледенения крыла

Численное моделирование обледенения выполнено с использованием программного модуля ICE3D и модели нарастания льда Glaze-ice (стекловидного льда). Для перестроения сеточной модели при переходе от одной стадии моделирования к другой выбран метод Custom remeshing, к которому подключены программные модули, написанные автором диссертационного исследования в соавторстве с его учеником, Купчиком Владиславом Сергеевичем: текст программ представлен в Приложениях А, Б.

Для задачи определения аэродинамических характеристик крыла конечного удлинения с учетом формирования ледяного нароста принципиальным является определение минимального количества элементов контрольнообъемной сеточной модели, при котором результаты моделирования аэродинамики оказываются достаточно достоверны, а требования по объему вычислений соответствуют доступным вычислительным ресурсам. Результаты серии вычислительных экспериментов с целью определения характеристик сеточной сходимости для крыла с учетом обледенения приведены на рисунке 5.11.

70% 60% 50% 40% 30% 20% 10% 0%

0 2 4 6 8 10

Рисунок 5.11 - Зависимость расхождения результатов численного моделирования и результатов эксперимента в задаче обтекания крыла с учетом обледенения от количества элементов (млн.) тетраэдрической контрольнообъемной сеточной модели

Результаты, приведенные на рисунке 5.11, показывают, что удовлетворительное согласование значения коэффициента подъемной силы, определенное в ходе численного моделирования, с результатами эксперимента достигается при количестве элементов контрольнообъемной сеточной модели около 4,5.. .5 млн.

В таблице 5.4 приведено сопоставление значений коэффициентов подъемной силы крыла, полученных в ходе численного моделирования и эксперимента [244] при различных углах атаки с использованием выбранного размера (количества элементов) сеточной модели: наблюдается удовлетворительное согласование результатов, полученных разными методами, что подтверждает корректность результата исследования сеточной сходимости.

Таблица 5.4. Результат серии валидационных расчетов

Угол атаки, 0 Расчетный су Экспериментальный СУ Отклонение Су, %

3 0,214 0,22 3%

5 0,367 0,38 3%

10 0,745 0,76 2%

15 0,865 0,86 1%

Форма ледяного нароста на поверхности крыла, полученная по результатам численного моделирования, приведена на рисунке 5.12, распределение скорости течения в плоскости САХ крыла с учетом обледенения - на рисунке 5.13. Сопоставление профилей крыла с учетом обледенения в различных сечениях, полученные по результатам численного моделирования и эксперимента, представлены на рисунке 5.14. Данные, представленные на рисунках 5.12 и 5.14 показывают, что результаты численного моделирования обледенения крыла конечного удлинения качественно согласуются с результатами эксперимента. Снижение коэффициента подъемной силы крыла с учетом обледенения, определенное по результатам численного моделирования,

составило 18%; аналогичный показатель по результатам эксперимента - 21%.

212

Таким образом, можно утверждать, что разработанная методика численного моделирования обледенения и определения аэродинамических характеристик с учетом обледенения подходит для исследования как прямоугольных крыльев, так и крыльев с сужением.

Рисунок 5.12 - Форма льда, полученная по результатам численного моделирования крыла конечного удлинения

Рисунок 5.13 - Распределение скорости аэродинамического течения в плоскости САХ с учетом обледенения

Рисунок 5.14 - Сопоставление профилей крыла с учетом обледенения в различных сечениях, полученные по результатам численного моделирования и

эксперимента

5.3. Цифровое моделирование обледенения крыла скоростного амфибийного судна

Проблема влияния экранного эффекта на процесс нарастания льда на крыле до сих пор оставалась не исследованной. В настоящей работе выполнено численное моделирование обледенения крыла бесконечного удлинения с профилем типа GLC305: длина хорды профиля 916 мм, условия течения и замерзания представлены в таблице 5.5. Моделирование выполнялось как для

условий полета в вдали от земной поверхности, так и под действием экранного

эффекта, с зазором между задней кромкой крыла и движущимся экраном Ь = 0,1 хорды профиля. Количество контрольных объемов сеточной модели ~105 единиц.

Таблица 5.5. Условия моделирования обледенения крыла с профилем типа

0ЬС305

Скорость, м/с Угол атаки, ° Среднемедианный размер капли, мкм Температура, К Время обледенения, с Водность, г/м3

90 4,5 20 258 264 0,405

Результаты моделирования в виде полученных форм ледяных наростов в сравнении с экспериментальными данными [249] представлены на рисунке 5.15. В таблице 5.6 приведены коэффициенты подъемной силы, определенные по результатам численного моделирования аэродинамики с учетом и без учета обледенения на разных высотах относительно экрана. Данные рисунка 5.15 показывают, что полученная форма льда в условиях полета на отдалении от экрана находится в хорошем согласовании с экспериментальными результатами и отличается от формы льда, полученной в условиях полета под действием экранного эффекта. При одинаковых значениях скорости, температуры, водности потока и размеров капель, количество наросшего льда в условиях действия экранного эффекта оказывается меньше, чем в условиях полета на отдалении от экрана. Сравнение аэродинамических характеристик показывает, что в условиях движения у экрана обледенение существенно влияет на значение коэффициента подъемной силы крыла типа GLC305, а в условиях полета на отдалении от экрана при данных метеорологических условиях коэффициент подъемной силы практически не изменяется. В то же время, даже при наличии ледяного нароста в области передней кромки крыла, в условиях

действия экранного эффекта подъемная сила оказывается в 1,5 раза больше, чем в условиях свободного полета.

Рисунок 5.15 - Форма обледенения носка крыла типа GLC305, полученная по

результатам численного моделирования в условиях свободного полета (сплошная линия), в сравнении с экспериментальными данными (символ «+») и результатами численного моделирования обледенения под влиянием экранного эффекта (пунктирная линия), а также исходной формой профиля (толстая

сплошная линия)

Таблица 5.6. Значения коэффициента подъемной силы, полученные на разных высотах Ь с учетом и без учета обледенения

Без учета обледенения С учетом обледенения

h =0,1 h ^ да h =0,1 h ^ да

1,321 0,457 0,695 0,453

В компоновках экранопланов симметричный профиль типа GLC305

обычно используется в конструкции горизонтального оперения в то время, как

для несущего крыла используется несимметричный профиль типа Clark.

Рассмотрим обледенение крыла бесконечно удлинения с профилем типа Clark.

Характеристики распределения капель в аэродинамическом течении,

представленные в таблице 5.7, определены с использованием результатов

исследования брызгообразования судов на воздушной подушке [7]. Скорость

216

капель до осаждения принимается равной скорости встречного аэродинамического течения.

Таблица 5.7. Условия моделирования обледенения крыла с профилем типа Clark

Скорость, м/с Угол атаки, ° Среднемедианный размер капли, мкм Температура, К Время обледенения, с Водность, г/м3

30 4,5 70 268 264 3

На рисунке 5.16 показаны результаты моделирования обледенения носка крыла с профилем типа CLARK в виде контуров наросшего льда, полученных

при разных значениях зазора между крылом и экраном h .

Рисунок 5.16 - Формы обледенения носовой части крыла с профилем типа

CLARK при разных значениях h

Данные рисунка 5.16 показывают, что с ростом высоты полета - по мере снижения влияния экранного эффекта - скорость нарастания льда

увеличивается. Оценка скорости нарастания льда q может быть выполнена по формуле (1):

- = dmi = d(m ■ g / 7) 4i dt d (t /(b ■ V-1))

где m - масса льда, 7 - подъемная сила (без учета обледенения), g -ускорение свободного падения, b - хорда крыла, V - скорость движения крыла,

t - время. На рисунке 5 представлена зависимость скорости нарастания льда qi от высоты движения над экраном h .

qi • 107

2,4

1,9 1,4

О ОД 0,2 h

Рисунок 5.17 - Зависимость скорости нарастания льда qi на крыле с профилем типа CLARK от высоты движения над экраном

Под влиянием истечения из воздушной подушки, поддерживаемой нагнетающими вентиляторами у АСВП с АР и поддувом у экранопланов, направление местной скорости брызг значительно отличается от направления скорости крейсерского движения судна. В качестве одного из предельных случаев рассматривается моделирование обледенения с направлением начальной скорости брызг перпендикулярно скорости движения крыла (0=л/2). Результаты численного моделирования экранной аэродинамики без учета и с

учетом обледенения при разных направлениях начальной скорости брызг, даны на рисунке 5.18 в виде зависимостей аэродинамического качества от высоты движения над экраном.

80

50

75

55

65

60

70

0,05 ОД 0,15 0,2 0,25 0,3

Рисунок 5.18 - Зависимость аэродинамического качества от высоты движения над экраном крыла неограниченного удлинения с профилем типа CLARK без учета и с учетом обледенения при разных значениях угла 0 между скоростью движения крыла и начальной скоростью движения брызг

Данные рисунка 5.18 показывают, что результаты расчета величины аэродинамического качества крыла скоростного амфибийного судна с учетом обледенения, и, следовательно, максимальная дальность движения скоростного амфибийного судна с учетом обледенения, существенно зависит от выбора начальных условий движения капель. Аналогичные, по сути, результаты, показывающие влияние высоты движения над экраном на изменение аэродинамических характеристик в условиях обледенения, получены и в ходе численного моделирования аэрогидродинамики крыла малого удлинения [161]. Таким образом, для корректного прогнозирования аэродинамики скоростного амфибийного судна с учетом нарастания льда представляется важным использовать в качестве исходных данных характеристики распределения

брызг в воздухе, которые в свою очередь рекомендуется определять по методике численного моделирования брызгообразования, изложенной в главе 4 настоящей работы.

5.4. Исследование обледенения цилиндрической поверхности вблизи экрана

В компоновках скоростных амфибийных судов в качестве бортового ограждения используются пневмобаллонеты. Рассмотрим задачу о численном моделировании обледенения баллонетоподобного тела, в качестве которого принимается цилиндр диаметром 51 мм, длиной 1730 мм. Вид расчетной области представлен на рисунке 5.19.

Рисунок 5.19 - Вид расчетной области для задачи моделирования обледенения

цилиндра

Сеточная модель области течения разработана с использованием пакета программ Ansys Fluent Meshing и включает 4.4 млн тетраэдрических и призматических элементов. На поверхности цилиндра построен пристеночный слой толщиной в 24 элемента (рисунок 5.20), отношение размеров первого элемента составляет 250, что обеспечивает значение величины ^+-1 для

моделирования аэродинамики с использованием модели турбулентности Ментера ББТ.

Рисунок 5.20 - Вид сеточной модели вблизи поверхности цилиндра

Характеристики моделируемого течения для задачи обледенения цилиндра приведены в таблице 5.8.

Таблица 5.8. Параметры расчетного режима для задачи моделирования обледенения цилиндра

Скорость Угол атаки, Диаметр Температура Продолжительность ЬШС,

набегающего градусы капель, воздуха, 0С обледенения, с г/м3

потока, м/с мкм

94 0 30 -8 468 1,3

Значение числа Струхаля БИ = 0,21, полученное по результатам численного моделирования, хорошо согласуется с известными эмпирическими данными [29]. На рисунке 5.21 показана зависимость от времени скорости течения в спутном следе за цилиндром, полученная по результатам численного моделирования: наблюдается характерное периодическое изменение, по которому можно судить о величине числа Струхаля.

flow-time (s)

Рисунок 5.21 - Колебания величины скорости течения в спутном следе за цилиндром, полученные по результатам численного моделирования

Для моделирования образования льда используется модель Glaze-ice с поддержкой автоматического перестроения сетки Custom remeshing. Длительность одного цикла обледенения принимается равной 60 с. Расчет выполнялся с распараллеливание на 16 вычислительных потоков. Сравнение результатов численного моделирования процесса роста льда на поверхности цилиндра с результатом эксперимента [177] показано на рисунке 5.22 (а): наблюдается хорошее согласование результатов. Результаты аэродинамического расчета показывают, что с учетом нароста льда на поверхности цилиндра при выбранных метеорологических условиях коэффициент аэродинамического сопротивления цилиндра увеличивается в 2,5 раза. На рисунке 5.22 (б) показана зависимость количества ячеек сеточной модели от времени моделируемого процесса нарастания льда с использованием многостадийной постановки численного моделирования.

(а) (б)

Обратите внимание, представленные выше научные тексты размещены для ознакомления и получены посредством распознавания оригинальных текстов диссертаций (OCR). В связи с чем, в них могут содержаться ошибки, связанные с несовершенством алгоритмов распознавания. В PDF файлах диссертаций и авторефератов, которые мы доставляем, подобных ошибок нет.