ОСОБЕННОСТИ  ТРАНСЗВУКОВОГО  ОБТЕКАНИЯ  МОТОГОНДОЛЫ  ПРИ  ИЗМЕНЕНИИ  УГЛА  АТАКИ

Бабарыкин  Константин  Валентинович

канд.  физ.-мат.  наук,  инженер, 
Санкт-Петербургский  государственный  университет, 
РФ,  г.  Санкт-Петербург

E-mail: 

CHARACTERISTICS  OF  TRANSONIC  FLOW  OVER  AN  ENGINE  NACELLE  WITH  THE  ATTACK  ANGLE  VARIATION

Konstantin  Babarykin

candidate  of  Science,  engineer, 
Saint-Petersburg  State  University, 
Russia,  Saint-Petersburg

Работа  выполнена  при  поддержке  РФФИ  (проект  №  13-08-00288)

Исследования  проведены  с  использованием  вычислительных  ресурсов  Ресурсного  Центра  "Вычислительный  центр  СПбГУ"  (http://cc.spbu.ru)

АННОТАЦИЯ

Проведено  численное  исследование  трансзвукового  обтекания  мотогондолы.  В  расчетах  использовалась  вычислительная  программа  Ansys-14  Fluent.  В  серии  2d  расчетов  изучена  картина  формирования  и  слияния  местных  сверхзвуковых  зон  вокруг  гондолы  при  увеличении  числа  Маха  набегающего  потока.  В  трехмерном  моделировании  исследовано  влияние  угла  атаки  набегающего  потока  на  процесс  слияния  сверхзвуковых  областей. 

ABSTRACT

A  numerical  investigation  of  transonic  flow  over  a  nacelle  is  carried  out.  The  well-known  solver  Ansys-14  Fluent  is  used.  A  series  of  2d  computations  has  made  it  possible  to  analyze  the  pattern  of  local  supersonic  zones  formation  and  merging  over  the  nacelle  with  increasing  freestream  Mach  number.  In  the  three-dimensional  simulations  the  influence  of  the  angle  of  attack  on  the  process  of  merging  supersonic  zones  is  examined. 

Ключевые  слова:  трансзвуковое  течение;  мотогондола;  сверхзвуковая  зона;  бифуркация; 

Keywords:  transonic  flow;  nacelle;  supersonic  zone;  bifurcation; 

Введение.  Постановка  задачи.

Целью  настоящей  работы  является  изучение  картины  течения  около  гондолы  при  числах  Маха  набегающего  потока  M_∞  >  0,8,  когда  может  наблюдаться  формирование  нескольких  сверхзвуковых  зон  вблизи  тела.  Внутреннее  течение  в  гондоле  в  отличие  от  [2]  не  исследуется,  вместо  этого  ставится  выходное  условие  в  горле  канала.  Истечение  выхлопной  струи  моделируется  постановкой  входного  условия  на  части  задней  поверхности  с  соблюдением  примерного  равенства  расходов  на  участках  горла  и  струи.  В  [1]  тестируется  программа  осесимметричного  расчета  течения  при  M_∞  =  0,8,  однако  геометрия  модели  в  нашем  случае  несколько  иная,  и  формирование  сверхзвуковых  областей  происходит  при  больших  M_∞. 

Численное  моделирование  осуществлено  известной  программой  ANSYS  Fluent  14.  Поиск  числа  Маха,  при  котором  происходит  слияние  сверхзвуковых  зон,  проводится  в  серии  2d  расчетов  в  осесимметричной  постановке.  3d  расчеты  проведены  при  фиксированном  M_∞  с  изменяющимся  углом  атаки.  Набегающий  поток  равномерный,  со  слабой  турбулентностью,  его  параметры  соответствуют  условиям  стандартной  атмосферы,  давление  p_∞  =  1  атм,  температура  T_∞  =  300  K.  В  расчетах  использовалась  модель  турбулентности  SST  k-ω.  Таким  образом,  условия  обтекания  приближены  к  условиям  в  трансзвуковой  аэродинамической  трубе.  Представление  о  модели  мотогондолы  дает  рис.  1  б;  ее  длина  равна  0,9  м,  максимальная  толщина  составляет  0,26  м,  нижняя  граница  является  осью  компоновки.

Расчетная  область  представляет  собой  полукруг  с  радиусом  46  длин  модели  (рис.  1а).  Такая  удаленность  внешней  границы  позволяет  минимизировать  влияние  внешней  границы,  и  дает  возможность  ставить  на  ней  стандартное  для  Fluent  граничное  условие  дальнего  поля.  Сетка  для  двумерных  осесимметричных  расчетов  строится  с  учетом  последующего  ее  преобразования  в  трехмерную,  и  содержит  около  46  тыс.  ячеек.  Необходимая  точность  решения  обеспечивается  сгущением  сетки  в  небольшой  окрестности  тела  (рис.  1б). 

Рисунок  1.  2d  сетка,  общий  вид  (а),  сетка  в  окрестности  компоновки  (б)

Такой  способ  построения  сетки  дает  возможность  получить  адекватное  численное  решение  и  избежать  больших  вычислительных  затрат. 

Результаты  расчетов.

Результаты  осесимметричного  расчета  представлены  на  рис.  2  в  виде  распределения  числа  Маха  вокруг  компоновки  для  различных  чисел  Маха  набегающего  потока.  Как  показывают  расчеты,  при  обтекании  модели  гондолы  формирование  сверхзвуковых  зон  начинается  при  гораздо  больших  значениях  M_∞,  нежели  в  случае  профиля  или  крыла,  что  обусловлено  влиянием  осесимметричности  задачи.  Видно,  что  в  нашем  случае  при  M_∞  =  0,82  заметны  лишь  небольшие  сверхзвуковые  области  на  боковой  поверхности  гондолы,  классические  сверхзвуковые  зоны  с  замыкающей  ударной  волной  наблюдаются  при  приближении  M_∞  к  0,9.  Отметим,  что  из-за  наличия  весьма  протяженного  участка  боковой  поверхности  с  нулевой  кривизной  местные  сверхзвуковые  области  расположены  вблизи  носовой  и  кормовой  части  компоновки,  что  согласуется  с  [1].  Быстрый  рост  размеров  сверхзвуковых  зон  происходит  при  M_∞  >  0,9,  причем  из-за  наличия  протяженного  плоского  участка  рост  продольных  размеров  не  столь  интенсивен  по  сравнению  с  ростом  радиальных.  Слияние  сверхзвуковых  областей  в  одну  большую  область  с  заметным  прогибом  звуковой  линии  происходит  примерно  при  M_∞  =  0,945.

Рисунок  2.  Поля  числа  Маха  при  различных  значениях  M_∞

Трехмерная  сетка  получается  экструдированием  исходной  двумерной  вокруг  оси.  Эта  процедура  производится  вращением  сетки  на  180°  с  шагом  2°.  Полученная  сетка  имеет  форму  полусферы,  вид  полученной  в  виде  полуцилиндра  компоновки  представлен  на  рис.  3.  Количество  элементов  составляет  более  4  млн.  Таким  образом,  модель  гондолы  "разрезается"  пополам  плоскостью  симметрии,  что  дает  возможность  вести  расчет  под  углом  атаки,  сэкономив  вычислительные  ресурсы.

Рисунок  3.  3d  сетка  мотогондолы

Эволюция  картины  течения  при  увеличении  угла  атаки  исследуется  при  значении  M_∞  =  0,943,  предшествующем  слиянию  сверхзвуковых  зон  на  нулевом  угле  атаки  (осесимметричное  течение).  Результаты  расчетов  представлены  в  виде  распределений  числа  Маха  на  плоскости  симметрии  при  указанном  числе  Маха  набегающего  потока  для  различных  значений  угла  атаки  α  (рис.  4).  Для  сравнения  приведена  картина  течения  для  двумерного  осесимметричного  варианта,  показывающая  приемлемость  выбранного  способа  построения  трехмерной  сетки. 

Как  показывает  расчет,  зон  при  увеличении  угла  атаки  (поперечная  составляющая  вектора  скорости  направлена  вверх)  на  нижней  стороне  гондолы  происходит  уменьшение  радиальных  размеров  сверхзвуковых  областей  и  увеличение  продольных,  а  на  верхней  стороне  продольные  размеры  несколько  уменьшается.  Соответственно,  при  увеличении  угла  атаки  слияние  сверхзвуковых  зон  начинается  на  нижней  стороне. 

Рисунок  4.  Поля  числа  Маха.  2d  расчет  (а);  α  =  0°  (б),  α  =  2°(в),  α  =  5°  (г)

Этот  результат  несколько  необычен,  так  как  известно,  что  при  обтекании  трансзвуковым  потоком  профиля  или  крыла  увеличение  угла  атаки  приводит  к  увеличению  местных  сверхзвуковых  на  верхней  части  и  способствует  их  слиянию.  На  нижней  части,  как  правило,  наблюдается  обратная  картина,  с  расщеплением  сверхзвуковой  зоны  на  более  мелкие.  Видимо,  полученное  в  настоящей  работе  отличие  в  картине  обтекания  мотогондолы  объясняется  осесимметричностью  компоновки.  Это  подтверждается  результатами  [3],  где  аналогичная  эволюция  картины  течения  была  получена  для  случая  трехмерного  расчета  обтекания  снаряда  при  различных  значениях  угла  атаки. 

Заключение

Проведено  численное  исследование  трансзвукового  обтекания  гондолы  авиадвигателя.  В  расчетах  использовалась  вычислительная  программа  Ansys-14  Fluent.  В  серии  2d  расчетов  изучена  картина  формирования  местных  сверхзвуковых  зон  вокруг  гондолы  при  увеличении  числа  Маха  набегающего  потока  от  0,82  до  0,95.  Выявлено,  что  их  слияние  происходит  при  M_∞  ≈  0,945.  В  трехмерном  моделировании  исследовано  влияние  угла  атаки  набегающего  потока  на  процесс  слияния  сверхзвуковых  областей  при  M_∞  =  0,943.  Выявлено  аномальное  (по  сравнению  с  плоским  обтеканием  профилей)  слияние  сверхзвуковых  зон  на  нижней  стороне  гондолы  при  увеличении  угла  атаки.

Список  литературы:

1. Приходько  А.А.  Численное  моделирование  обтекания  трансзвуковым  потоком  мотогондолы  авиационного  двигателя  //  Вестник  двигателестроения.  Запорожье,  –  2009.  –  №  3.  –  С.  77–81.
2. Савельев  А.А.  Влияние  поддерживающего  устройства  на  характеристики  модели  двухконтурного  сопла  //  Аэромеханика.  Труды  МФТИ,  –  2014.  –  Том  6,  –  Вып.  3.  –  С.  20–26.
3. Kuzmin  A.  Sensitivity  of  transonic  flow  to  small  changes  of  airfoil  shape:  The  48-th  Intern.  Symp.  of  Applied  Aerodynamics,  Saint-Louis,  25–27  March  2013,  –  FP11-2013-kuzmin.