книги / Моделирование влияния вибраций на обледенение конструкции на базе малогабаритной климатической трубы и высокопроизводительного вычислительного комплекса ПНИПУ

денения элементов конструкции авиационной техники при вибрациях.

Для разработки методики был решен ряд определен-

ных задач:

1.Разработаны физическая и математическая модели процесса обледенения, включающие в себя газодинамический, жидкостный этапы и этап образования льда.

2.Проведено численное моделирование процесса образования ледяных наростов с учетом изменения скорости, давления, температуры газа, угла атаки профиля крыла, водности потока, шероховатости поверхности крыла, экспозиции профиля в потоке.

3.Выделены значимые факторы, влияющие на процесс обледенения профиля крыла.

4.Разработана и создана энергоэффективная климатическая малогабаритная аэродинамическая труба для физического моделирования процессов обледенения при вибрациях.

5.Проведена верификация результатов вычислительных экспериментов, полученные данные на созданной установке соотнесены с физическими экспериментами без вибраций других авторов.

Проведенные исследования, анализ существующего материала, осуществленные расчеты позволили:

– разработать инженерную расчетно-экспериментальную методику моделирования процессов обледенения элементов конструкции авиационной техники при вибрациях;

– впервые в ходе физического моделирования процессов обледенения исследовать влияние вибраций на конструкцию с учетом набегающего газодинамического потока;

– предложить подход, при котором для предотвращения обледенения элементов конструкции ЛА на этапе их проектирования подбирается диапазон частот колебаний, который должен быть реализован на рабочих режимах;

– получить схожую форму контура обледенения для геометрически подобных аэродинамических профилей.

11

Численное моделирование процессов обледенения профиля крыла осуществлялось с использованием газогидродинамических моделей в трехмерной постановке. Моделирование ледяных наростов проводилось для криволинейных двумерных поверхностей, вложенных в трехмерные геометрии. Численные расчеты были выполнены с помощью метода конечных объемов, проведены с использованием систем инженерного анализа

ANSYS FENSAP, ANSYS CFX и ANSYS ICEM CFD, а физиче-

ское моделирование процессов обледенения профиля с учетом и без учета вибраций – на разработанной энергоэффективной климатической малогабаритной аэродинамической трубе.

Практическая значимость создания энергоэффективной кли-

в ПНИПУ сертифицированной малогабаритной климатической аэродинамической трубы со скоростью потока в рабочей части до 0,85 Маха, статической температурой до –30 °С, статическим сниженным давлением до 0,2 атм (энергопотребление около 0,3 МВт), которая может обслуживать не только интересы предприятий Пермского края, в том числе для создания перспективного семейства двигателей ПД-14, но и других регионов.

12

ГЛАВА 1. ОБЗОР ЛИТЕРАТУРЫ ПО ВОПРОСАМ ОБЛЕДЕНЕНИЯ ЭЛЕМЕНТОВ КОНСТРУКЦИИ АВИАЦИОННОЙ ТЕХНИКИ ПРИ ВИБРАЦИЯХ

1.1. ПРОБЛЕМА ОБРАЗОВАНИЯ ЛЕДЯНЫХ НАРОСТОВ НА ЭЛЕМЕНТАХ КОНСТРУКЦИИ АВИАЦИОННОЙ ТЕХНИКИ

Согласно публикации в журнале международной гражданской авиации IKAO [20]: по данным ECCAIRS, с 1970 по 2011 год произошло 323 события, связанных с обледенением в воздухе элементов летательных аппаратов и авиационных двигателей.

Рис. 1. Количество авиационных происшествий по причине обледенения в сочетании с интенсивностью воздушного движения (а); распределение средних уровней осадков (б)

13

Наиболее подвержены обледенению в полете суда на этапе захода на посадку в диапазоне между 5 °C и температурой замерзания, когда расхождение точки росы и температуры окружающего воздуха составляет менее 2 °C [20]. Мировые данные за этот период об интенсивности воздушного движения, среднем уровне осадков, средних температур воздуха в сочетании с числом авиационных происшествий по причине обледенения [20]. Также обледенение возможно при попадании летательного аппарата в облака при температурах окружающего воздуха от –30° до +5 °С (рис. 1–3).

Ввиду того что условия обледенения встречаются довольно часто, для обеспечения безопасности полетов в условиях обледенения элементы конструкции летательных аппаратов защищают при помощи противообледенительных систем.

Работа практически всех современных типов противообледенительных систем летательных аппаратов связана с отбором воздуха или мощности от авиационного двигателя. Таким образом, повышение эффективности работы систем защиты и, как следствие, безопасности полетов в условиях обледенения неминуемо приводит к снижению эксплуатационных, экономических и экологических характеристик авиационного двигателя.

При этом в настоящее время в авиационной отрасли сложилась ситуация, когда, с одной стороны, ужесточаются требования к безопасности полетов в условиях обледенения – расширяется перечень условий негативного воздействия, а с другой стороны, повышаются требования к экономичности и экологичности авиационных двигателей. Данные требования являются в некотором смысле взаимоисключающими, и для удовлетворения требований современного уровня как к безопасности полетов в условиях обледенения, так и к минимальному уровню воздействия на работу авиационного двигателя требуется создание инновационных энергоэффективных систем защиты от обледенения.

Существующие в РФ методики были разработаны в середине XX века и не в состоянии надежно моделировать работу со-

14

временной противообледенительной системы с требуемой в настоящее время степенью точности. Данные методики основываются на моделировании аэродинамики внешнего набегающего потока в двухмерной постановке на базе уравнений потенциального течения без учета нестационарных эффектов сжимаемости, вязкости и взаимовлияния потока, льда и конструкции. Работа противообледенительных систем моделируется с использованием экспериментальных корреляционных зависимостей для коэффициентов теплоотдачи, которые в подавляющем большинстве случаев не в состоянии описать реальный процесс работы системы.

Разработка и создание комплекса мероприятий по моделированию образования ледяных наростов и предотвращению обледенения на элементах конструкции авиационной техники является сложной междисциплинарной научно-технической задачей. Так, для получения высокой точности конечного решения необходимо получить качественные решения аэродинамических

игидравлических задач для течений воздуха с дозвуковыми

исверхзвуковыми скоростями, сопряженного теплообмена, фазового перехода и задач взаимодействия деформируемой конструкции с многофазным воздушным потоком.

Внастоящее время научные мировые центры заняты поиском новых эффективных технологий защиты от обледенения. Одной из таких технологий является удаление льда с защищаемой поверхности при помощи вибраций. Данное направление является наиболее перспективным, так как на удаление льда с поверхности необходимо гораздо меньше энергии, чем на его плавление.

Ведущие мировые центры авиационной науки (ONERA, CIRA, Cranfild University, NASA Glenn Research Center, NRC и др.)

ведут активные экспериментальные исследования таких технологий, однако недостаточно работ, связанных с разработкой методик математического моделирования процессов обледенения

имеханического удаления льда. Экспериментальное исследование этой проблемы в существующих крупногабаритных климатических аэродинамических трубах затруднено в связи с высо-

15

кой стоимостью испытаний. Вместе с тем отсутствуют методики создания малогабаритных энергоэффективных климатических аэродинамических труб, которые необходимы для проведения большого объема экспериментальных работ по верификации численных моделей обледенения.

Таким образом, разработка математических моделей, позволяющих моделировать удаление льда с поверхности с помощью вибраций, и малогабаритных ресурсосберегающих климатических аэродинамических труб позволит существенно сократить стоимость и сроки разработки систем защиты от обледенения.

Обледенение летательных аппаратов давно является предметом исследований. В этой области известны работы Ю.М. Приходько, Г.П. Клименкова, Л.Н. Пузырева, А.М. Харитонова, А.А. Бабулина, К.Ю. Большунова, С.В. Алексеенко, А.М. Гайфуллина, А.В. Зубцова, И.А. Амелюшкина, W.B. Wright, R.W. Gent, D. Guffond, T. Hedde, R. Henry, P. Tran, M.T. Brahimi, I.P. Paraschivoiu, F. Tezok, G. Mingione, V. Brandi, J.E. Dillingh, H.W.M. Hoeijmakers, H. Beaugendre, F. Morency, W.G. Habashi, A. Pueyo, D. Chocron, F. Kafyeke, R. Hannat, М. Reggio, A. Ilinca, A.P. Broeren, M.B. Bragg, H.E. Addy, S. Lee, F. Moens, Y.B. Wang, Y.M. Xu, Q. Huang, Y. Lei, Z. Wang, а также многих других ис-

следователей.

1.2.ОТЕЧЕСТВЕННЫЕ И ЗАРУБЕЖНЫЕ ИССЛЕДОВАНИЯ ПРОЦЕССОВ ОБЛЕДЕНЕНИЯ ЭЛЕМЕНТОВ КОНСТРУКЦИИ АВИАЦИОННОЙ ТЕХНИКИ БЕЗ ВИБРАЦИЙ

В работе [1] рассматриваются различные виды обледенения летательных аппаратов, выбраны и обоснованы [2] безразмерные параметры подобия, а также предложена возможная конструктивная схема разомкнутой аэроклиматической трубы с рабочей частью закрытого типа для физического моделирования процессов обледенения с размерами рабочей части закрыто-

16

го типа 4,0×2,3×6,0 м. Отмечается отсутствие систематических исследований условий и физических процессов льдообразования и гидрофобизации поверхностей летательных аппаратов, показана необходимость постройки в России малогабаритной аэроклиматической трубы для экспериментального моделирования процессов обледенения в лабораторных условиях, отвечающей современным требованиям. В табл. 1 указаны известные аэроклиматические трубы в различных странах.

Таблица 1

Существующие КАДТ для экспериментального моделирования процессов обледенения

В ЦАГИ им. профессора Н.Е. Жуковского 16 ноября 2016 года была введена в эксплуатацию большая аэрохолодильная труба сезонного действия АХТ-СД. Воздушный поток в трубе создается вентилятором, который приводится в движение асинхронным электродвигателем переменного тока мощностью 1 МВт. Размер закрытой рабочей части – 1×1×3 м, максимальная скорость потока − 150 м/с, рабочий диапазон темпера-

тур – < 0 °С.

17

Отмечается, что с позиции численного моделирования процесс обледенения весьма сложен, поскольку требует использования нестационарных 3D, осредненных по Рейнольдсу, уравнений Навье − Стокса (RANS), дополненных уравнениями непрерывности и импульса капель, учитывающими сталкивание частиц, а также уравнениями турбулентности. При этом необходимо учитывать теплопроводность и изменение фазы.

Впатенте [3] для моделирования процессов обледенения описывается возможный вариант реализации КАДТ замкнутого цикла. Отмечается необходимость таких элементов конструкции, как система охлаждения воздуха, блок форсунок для подачи воды в трубу, устройство для их обогрева и устройство для осушения воздуха.

Вработе [4] проведено исследование влияние имитаторов льда, установленных на передней кромке крыла самолета, на его аэродинамические характеристики, приведено сравнение с испытаниями в аэродинамических трубах ЦАГИ. Представлены результаты численного моделирования в ANSYS FLUENT, описано соз-

дание расчетных сеток с применением технологии вложения и стыковки различных сеточных областей для уменьшения потребного времени для проведения расчетов. В явном виде процесс обледенения не моделировался, были проведены газодинамические расчеты с физически заданными имитаторами ледяных наростов. На рис. 4, а, приведены распределения чисел Маха без имитаторов льда (слева) и с имитаторами льда (справа), а также рассмотрены поля значений коэффициента давления Cp, показана увеличивающаяся к концу крыла область отрыва потока (рис. 4, б).

Сравнение результатов численных газодинамических расчетов с экспериментальными данными для варианта с установкой имитаторов льда показало качественную сходимость, но количественно значения отличаются в 1,34–1,75 раза (рис. 5).

Возможно, такое расхождение обусловлено отсутствием моделирования в явном виде ледяных наростов для конкретных газодинамическихусловийпроведениявычислительногоэксперимента.

18

основан на методе, описывающем термодинамический процесс затвердевания переохлажденных капель воды, ударяющихся о неподвижный предмет.

На рис. 6 приведено сравнение результатов численного расчета разработанной в работе [5] модели с данными эксперимента NASA и результатами моделирования в программном комплексе LEWICE 1.6 на профиле NACA 0012 [6].

Рис. 6. Формы наростов на профиле NACA0012 для смешанного режима обледенения: черная граница – экспериментальные данные NASA[6], зеленая граница – данные численного моделирования в LEWICE 1.6 [6], красная граница – данные численного моделирования в работе [5]: а – = 0; б – = 4

Наблюдается хорошее согласование с данными физического и вычислительного экспериментов, однако представленная методика не позволяет моделировать микронеровности, а также наросты сложной формы (типа неровности «хвоста лобстера»)

взонах с околонулевыми углами скольжения капель.

Вработе [14] отмечается, что именно такие небольшие наросты оказывают более существенное влияние, чем «рогообразные». Также здесь представлена методика, позволяющая оценивать вероятность таких наростов, однако она не позволяет получить достаточно точные данные о характере наростов при появлении срыва потока с крыла.

20