АНАЛИЗ АЭРОДИНАМИКИ ЭКРАНОПЛАНА С ПОМОЩЬЮ САПР «SOLIDWORKS»

​ANALYSIS OF THE AERODYNAMICS OF THE EKRANOPLANE USING CAD «SOLIDWORKS»

Korovin Vadim

student, Department of Shipbuilding and Aviation Engineering,

Nizhny Novgorod State Technical University named after R.E. Alekseev,

Russia, Nizhny Novgorod

Nikita Rumyantsev

graduate student, Department of Shipbuilding and Aviation Engineering,

Nizhny Novgorod State Technical University named after R.E. Alekseev,

Russia, Nizhny Novgorod

Nikita Gladyshev

graduate student, Department of Shipbuilding and Aviation Engineering,

Nizhny Novgorod State Technical University named after R.E. Alekseev,

Russia, Nizhny Novgorod

Viktor Morozov

scientific supervisor, Candidate of Technical Sciences,

Nizhny Novgorod State Technical University named after R.E. Alekseev,

Russia, Nizhny Novgorod

 

АННОТАЦИЯ

В статье производится анализ аэродинамики экраноплана в САПР «SolidWorks». Кратко описана актуальность метода анализа, его преимущества и недостатки, приведены рисунки, таблицы, графики полученных результатов.

ABSTRACT

The article analyzes the aerodynamics of the ekranoplane in the CAD «SolidWorks». The relevance of the analysis method, its advantages and disadvantages are briefly described, figures, tables, graphs of the results are presented.

 

Ключевые слова: САПР, SolidWorks, экраноплан, аэродинамика, амфибийность, модельные испытание, буксировочные испытания.

Keywords: CAD, SolidWorks, ekranoplane, aerodynamics, amphibiousness, model tests, towing tests.

 

Введение

В данной статье будут сопоставлены результаты продувок модели экраноплана в САПР «SolidWorks» с комбинированной теорией расчёта аэродинамики экраноплана.

Если коротко, то данная теория состоит из методик из источников [1] и [2]. Стоит отметить, что Жуков (источник [1]) являлся сотрудником ЦКБ по СПК им. Р.Е. Алексеева, т.е. непосредственно являлся специалистом в данной отрасли и полученные формулы получены эмпирическим методом. По рассказам соратников Жукова (в частности Татьяна Ростиславовна), труды данного человека являются наиболее достоверными.

В ближайшие несколько месяцев стоит задача провести продувки в SolidWorks объектов (экранопланы, амфибийные самолёты, различные крылья), у которых были модели, и они были испытаны в аэродинамической трубе ЦКБ или ЦАГИ. Данный шаг позволит сделать выводы о достоверности данного метода.

На данный момент есть новый комбинированный метод расчёта аэродинамики экранопланов, но без вышеприведённых доводов о нём говорить преждевременно.

Большинство видов модельных испытаний являются дорогостоящими и недоступными для студентов, поэтому многие работы (которые связаны с проектирование транспортных средств) так и не могут получить хоть какого-то экспериментального подтверждения.

Эксперимент проводился в САПР «SolidWorks». Данный эксперимент является одним из многих, которые ещё будут проведены в рамках задачи оптимизации аэрогидродинамики речного экраноплана.

Разработчики методик расчёта ряда параметров экраноплана (сопротивлений в различных случаях эксплуатации, дальности полёта, потребной тяги, подъёмной силы, устойчивости на курсе, управляемости, тангажа и т.д.), что в момент зарождения тематики, что сейчас имеют значительную привязку к модельным испытаниям.

В работе [3] стоимость модельных испытаний на курс 2016 года доходила примерно до 100 млн. руб., а срок проведения всех видов испытаний на различных стадиях проектирования составлял около 2 лет. Альтернативой модельным испытаниям является работа в CFD (наиболее яркие представители данной области – SolidWorks, Ansys, Компас), но данное решение тоже имеет свою себестоимость. Работа четырёх человек полгода вместе с зарплатой (и налоговыми отчислениями) и купленными лицензиями на момент 2016 года обойдётся в 35 млн. рублей по расчётам автора работы [3].

В рамках предлагаемых грантов трудно найти компромисс требований и потребных задач проекта. С одной стороны, от команды требуется составить весьма подробный бизнес-план с заранее найденными инвесторами, но с другой несоразмерность выделяемых и потребных финансов.

Если выделить суть и отбросить множество фактов, то с одной стороны мы имеем крайне рискованную и малоизученную (и сильно засекреченную) для инвестирования отрасль, с другой – невозможность финансирования фондами в таких объёмах данной отрасли.

Так, например, стоимость постройки грузопассажирского аппарата грузоподъёмностью 10 тонн обходится примерно 0,3-0,5 млрд. рублей (без учёта других статей затрат). Стоимость строительства грузопассажирского аппарата грузоподъёмность 170 тонн обойдётся заказчику примерно около 1,7 млрд. рублей.

Если говорить про научно-исследовательские работы, то их стоимость, как уже описывалось выше, с целью прогресса отрасли, доходит до сотен миллионов рублей.

1. Исходные данные

В качестве исходных данных взят аванпроект выпускника НГТУ им. Р.Е. Алексеева, кафедры «КиАТ» Петрова И.Н. – грузопассажирский речной амфибийный экраноплан грузоподъёмностью 10 тонн или пассажировместимостью 102 человека. Общий вид представлен на рисунке 1.1.

Рисунок 1.1. Общий вид грузопассажирского речного амфибийного экраноплана

 

В рамках студенческого проекта Петров И.Н. посчитал аэродинамику данного экраноплана. Как говорилось во введении, аэродинамика была посчитана с помощью методик из источников [1] и [2].

На рисунках 1.2 - 1.4 представлены графики, отражающие характеристики аэродинамики экраноплана.

В таблицах 1.1 – 1.2 представлены численные значения расчёта аэродинамики экраноплана.

Таблица 1.1.

Составляющие сопротивлений экраноплана

№	Наименование частей	Кол-во, n	Площадь омываемой части,  м2	Мидель, м2
1	Крыло	1	484	-		3,95	0,0137
2	Горизонтальное оперение	1	181	-		2,14	0,0074
3	Вертикальное оперение	2	51,8	-	12,4	0,64	0,0044
4	Фюзеляж	1	-	13,87	91,6	1,27	0,0044
5	Гондолы двигателя	2	-	0,79	35	0,047	0,0003
6	Скег фюзеляжа	2	-	1,33	135	0,18	0,001
7	Скег крыла	2	-	2,1	96	0,2	0,0014

 

В таблице 1.1 используется следующие обозначения:  – коэффициент сопротивления,  – площадь поперечного сечения элемента в м²,  – площадь крыла м²,  – число элементов.

Коэффициент лобового сопротивления при  (нулевом коэффициенте подъёмной силы) относится к полной площади крыла и равен:

В данной формуле используются следующие сокращения: кр – крыло, го – горизонтальное оперение, во – вертикальное оперение, ф – фюзеляж, гд – гондолы двигателя, сф – скег фюзеляжа, ск – скег крыла.

Зависимость коэффициента подъёмной силы от высоты представлена в таблице 1.2, график показан на рисунке 1.2.

Таблица 1.2.

Зависимость коэффициента подъёмной силы от высоты полёта

Коэффициент подъемной силы крыла вне экранного эффекта
		0,144		0,234		0,279	0,324		0,369		0,414		0,504		0,594		0,684		0,774		0,864
Коэффициент подъемной силы при высоте 0,5 хорда крыла
	0,178		0,287		0,342			0,396		0,450		0,505		0,614		0,723		0,832		0,940		1,049
Коэффициент подъемной силы при высоте 0,3 хорда крыла
	0,200		0,321		0,382			0,443		0,503		0,564		0,686		0,807		0,929		1,050		1,172
Коэффициент подъемной силы при высоте 0,2 хорда крыла
	0,215		0,346		0,411			0,476		0,542		0,607		0,737		0,868		0,998		1,129		1,259
Коэффициент подъемной силы при высоте 0,15 хорда крыла
	0,231		0,369		0,439			0,508		0,577		0,647		0,785		0,924		1,062		1,201		1,340

В таблице 1.2 использовались используется следующие обозначения:  – угол атаки крыла (в градусах), .

 

Рисунок 1.2. График зависимости коэффициента подъёмной силы от высоты полёта экраноплана

 

Далее будут приведены результаты расчёта по комбинированному методу из источников [1] и [2]. Результаты сведены в таблицу 1.3, а на рисунке 1.4 представлены кривые соотношений коэффициентов сопротивления и подъёмной силы. В авиастроении данные кривые именуются полярами.

В таблице 1.1  - коэффициент подъёмной силы, который зависит от угла атаки и высоты полёта над экраном;  – высота полёта, обычно меряется от задней кромки крыла до поверхности экрана, но у Жукова ([1]) она меряется по-другому (см. рис. 1.3), значения в таблице приведены в метрах;  – поправка Жукова (см. [1]), которое учитывает влияние экрана на аэродинамическое сопротивление;  – коэффициент индуктивного сопротивления, составляющая общего сопротивления;  – коэффициент общего сопротивления; K – аэродинамическое качество (находится через отношение подъёмной силы к общему сопротивлению или через отношение их коэффициентов, т.е. отношение   к ). Хорда крыла составляет 12 метров.

Высота полёта , которая представлена на рисунке 1.3, необходима для поправки Жукова , более подробно с методом учёта поправки можно в [1].

Подписи вариантов расчёта в таблице 1.3 (полёта вне экрана, полёт на высоте 0,5 хорды крыла и др.) означают высота, замеренную от задней кромки крыла до поверхности экрана, т.е. данный параметр является постоянным в конкретном варианте расчёта. Меняется лишь , т.к. происходит изменение угла атаки (полёта) экраноплана. Т.е. при фиксированной высоте полёта и меняющемся угле атаки, будет происходить увеличение .

 

Рисунок 1.3. Параметры крыла, необходимые для поправки

 

Таблица 1.3.

Зависимость коэффициентов общего сопротивления и подъёмной силы от угла атаки и высоты полёта экраноплана

Полёт вне экрана
		0,144		0,234	0,279	0,324		0,369		0,414		0,504		0,594		0,684		0,774		0,864
		0,003		0,009	0,013	0,017		0,023		0,028		0,042		0,059		0,078		0,099		0,124
		0,036		0,042	0,046	0,050		0,055		0,061		0,075		0,091		0,110		0,132		0,157
K		4,00		5,61	6,13	6,48		6,68		6,78		6,74		6,52		6,20		5,86		5,52
Полёта на высоте 0,5 хорды крыла
		0,178		0,287	0,342	0,396		0,45		0,505		0,614		0,723		0,832		0,94		1,049
,м		6,31		6,63	6,78	6,94		7,10		7,25		7,56		7,87		8,18		8,48		8,78
		0,589		0,603	0,609	0,616		0,622		0,628		0,640		0,651		0,662		0,672		0,682
		0,002		0,007	0,009	0,013		0,017		0,021		0,032		0,045		0,061		0,079		0,100
		0,035		0,039	0,042	0,045		0,049		0,054		0,065		0,078		0,094		0,112		0,133
K		5,07		7,32	8,12	8,71		9,11		9,36		9,48		9,27		8,88		8,41		7,91
Полёта на высоте 0,3 хорды крыла
		0,2		0,321	0,382	0,443		0,503		0,564		0,686		0,807		0,929		1,05		1,172
,м		3,91		4,23	4,38	4,54		4,70		4,85		5,16		5,47		5,78		6,08		6,38
		0,460		0,480	0,489	0,499		0,508		0,516		0,533		0,549		0,564		0,579		0,592
		0,002		0,005	0,007	0,010		0,013		0,017		0,025		0,036		0,049		0,064		0,082
		0,034		0,038	0,040	0,042		0,046		0,049		0,058		0,069		0,082		0,097		0,115
K		5,80		8,54	9,60	10,43		11,04		11,47		11,84		11,74		11,36		10,82		10,22
Полёта на высоте 0,2 хорды крыла
		0,215		0,346	0,411	0,476		0,542		0,607		0,737		0,868		0,998		1,129		1,259
,м		2,71		3,03	3,18	3,34		3,50		3,65		3,96		4,27		4,58		4,88		5,18
		0,372		0,397	0,409	0,420		0,432		0,442		0,463		0,482		0,501		0,518		0,534
		0,001		0,004	0,006	0,008		0,011		0,014		0,021		0,031		0,042		0,056		0,072
		0,034		0,037	0,038	0,041		0,043		0,046		0,054		0,064		0,075		0,089		0,105
K		6,31		9,44	10,68	11,70		12,49		13,07		13,65		13,67		13,31		12,72		12,04
Полёта на высоте 0,15 хорды крыла
	0,231		0,369		0,439		0,508		0,577		0,647		0,785		0,924		1,062		1,201		1,34
,м	2,11		2,43		2,58		2,74		2,90		3,05		3,36		3,67		3,98		4,28		4,58
	0,319		0,347		0,361		0,374		0,387		0,399		0,422		0,444		0,464		0,483		0,501
	0,001		0,003		0,004		0,006		0,008		0,011		0,017		0,024		0,034		0,045		0,058
	0,034		0,036		0,037		0,039		0,041		0,043		0,049		0,057		0,066		0,078		0,091
K	6,85		10,35		11,83		13,08		14,10		14,91		15,89		16,19		15,99		15,47		14,77

 

Рисунок 1.4. Кривые соотношений коэффициентов сопротивления и подъёмной силы, т.е. поляры экраноплана

 

2. САПР «SolidWorks»

2.1 Построение модели

Модель была построена Петровым И.Н., что существенно сэкономило время. Модель отражает основные свойства экраноплана.

Крайне желательно (по возможности) упрощать модель, чтобы минимализировать потребную расчётную мощность компьютера. Данный метод получения данных является предварительным, т.е. предпоследним, после которого достоверные характеристики будут получены с моделей или демонстратора технологий (полезной модели).

Если выставить недостаточную точность сетки, то, например, округлое тело может превратиться в треугольное и т.п. Особенно хорошо видно влияние сетки на расчётную область в Ansys.

Скорость, при которых будет прогоняться модель, составляет примерно 55,56 м/с или 200 км/ч.

Продувалась вся модель, хотя для экономии ресурсов можно было бы продуть и половину, выставив при этом более точную сетку. Суть данного решения (продувать модель целиком) заключается в том, что за фюзеляжем экраноплана образуется большой вихрь, который оказывает влияние на другие части экраноплана. Если выставить только половину, то всецело его влияние не будет учтено.

Цельная модель хороша для визуализации аэродинамики, но результаты продувок вызывают много вопросов.

По желанию можно назначать шероховатость материала. Если есть эталон (какая-либо модель), то для сопоставления результатов следует назначать материал аналогичный материалу модели.

Особого внимания типу потока и типу расчётного инструмента здесь внимание не уделялось, но в Ansys наиболее всего подходила модель турбулентного истечения SST (Shear Stress Transport). Эту же модель турбулентного истечения в своей статье использовало ЦКБ по СПК им. Р.Е. Алексеева в источнике [4].

Различные виды и проекции экраноплана представлены на рисунке 2.1.

Данная статья является отправной точкой, поэтому многие вопросы здесь не будут подняты. Более досконально анализировать САПР «SolidWorks» и «Ansys» можно будет после появление эталона – результатов модельных испытаний.

 

 

Рисунок 2.1. Общий вид экраноплана:

а) – вид спереди; б) – вид сбоку; в) – вид сверху;

 

Всего ячеек в данных расчётах было примерно от 1,3 до 2,5 млн. Вблизи экраноплана было примерно 40% всех ячеек. Границы расчётной области (экраноплан направлен противоположно оси Z, в борт направлен ось X, перпендикулярна данной плоскости ось Y) следующие: X ∈ [-30;30], Z ∈ [-30; 40], Y ∈ [-6,5; 15].

В данной математической модели изучалось всего три параметра модели – силы по осям X и Y, момент действующий вдоль оси X.

Движение модели сонаправлено противоположно направлению оси Z.

В заключение данного раздела стоит вспомнить снова о САПР «Ansys». В данном САПР можно решить двумерные задачи, а в SolidWorks нет (если мы говорим про аэрогидродинамику).

При решении задач на аэрогидродинамику Ansys примерно требовал 1 Гб оперативной памяти на 1 млн. расчётных ячеек. Т.е. при имеющихся 16 Гб ОЗУ спокойно можно было бы обсчитывать модель с 10-15 млн. ячеек (что и делалось). В SolidWorks при тех же мощностях можно было обсчитывать модель только с 2,5-4 млн. ячеек.

Характеристики ноутбука: процессор - 11th Gen Intel(R) Core (TM) i5-11400H @ 2.70GHz, ОЗУ - 16 Гб, видеокарта – NVIDIA GeForce RTX 3050.

2.2 Результаты продувок

Т.к. наиболее частые режимы эксплуатации экранопланов лежат в диапазоне 0-6 градусов дифферента, то именно для них и будет произведена продувка. Результаты приведены в таблице 2.1. В данной таблице K обозначает аэродинамическое качество, которое получается за счёт деления подъёмной силы (Сила Y) на сопротивление (Сила Z).

Таблица 2.1.

Результаты продувок экраноплана в САПР «SolidWorks»

Высота полёта – 0,5 хорды крыла; 6м
Параметр	Ед. измерения	0	1	2	3	4	5	6
SG Сила (Z)	Н	24394	26945	30023	35829	40651	46555	54677
SG Момент (X)		373041	348159	271892	232874	212980	213059	173212
SG Сила (Y)	Н	140670	183803	227101	268972	311212	351620	379616
K		5,77	6,82	7,56	7,51	7,66	7,55	6,94
Высота полёта – 0,3 хорды крыла; 3,6м
Параметр	Ед. измерения	0	1	2	3	4	5	6
SG Сила (Z)	Н	22626	26141	30905	36237	42327	48867	55991
SG Момент (X)		460329	337479	297053	199840	168492	96024	50328
SG Сила (Y)	Н	161855	210459	255784	309893	352991	400606	431455
K		7,15	8,05	8,28	8,55	8,34	8,20	7,71
Высота полёта – 0,2 хорды крыла; 2,4м
Параметр	Ед. измерения	0	1	2	3	4	5	6
SG Сила (Z)	Н	23635	28237	30245	37111	44159	51598	57960
SG Момент (X)		484737	454151	373154	212547	199603	59221	-17101
SG Сила (Y)	Н	182217	235017	287038	349063	393759	450434	474400
K		7,71	8,32	9,49	9.41	8,92	8,73	8,19
Высота полёта – 0,15 хорды крыла; 1,8м
Параметр	Ед. измерения	0	1	2	3	4	5	6
SG Сила (Z)	Н	23264	27463	34235	38101	46220	53834	60180
SG Момент (X)		459338	324238	346902	244517	200902	88798	45672
SG Сила (Y)	Н	202805	266789	313852	377012	428673	479642	493189
K		8,72	9,71	9,17	9,90	9,27	8,91	8,20

 

Для возможности сопоставления переведём результаты в безразмерные коэффициенты по следующей формуле:

В данных уравнениях  и  – коэффициенты общего сопротивления и подъёмной силы;  – плотность воздуха, кг/м³;  – скорость полёта экраноплана, м/с;  – площадь крыла экраноплана (вместе с частью, которая находится внутри фюзеляжа), м².

Преобразуем эти уравнения для поиска коэффициентов:

В данных уравнениях  =1,204 кг/м³;  = 55,56, м/с;  =288 м².

Полученные результаты сведены в табличную форму (см. табл. 2.2).

Таблица 2.2

Результаты продувок экраноплана в САПР «SolidWorks»

Высота полёта – 0,5 хорды крыла; 6м
Параметр	Ед. измерения	0	1	2	3	4	5	6
SG Сила (Z)	Н	0,046	0,050	0,056	0,067	0,076	0,087	0,102
SG Момент (X)		0,697	0,651	0,508	0,435	0,398	0,398	0,324
SG Сила (Y)	Н	0,263	0,343	0,424	0,503	0,581	0,657	0,709
K		5,77	6,82	7,56	7,51	7,66	7,55	6,94
Высота полёта – 0,3 хорды крыла; 3,6м
Параметр	Ед. измерения	0	1	2	3	4	5	6
SG Сила (Z)	Н	0,042	0,049	0,058	0,068	0,079	0,091	0,105
SG Момент (X)		0,860	0,631	0,555	0,373	0,315	0,179	0,094
SG Сила (Y)	Н	0,302	0,393	0,478	0,579	0,660	0,749	0,806
K		7,15	8,05	8,28	8,55	8,34	8,20	7,71
Высота полёта – 0,2 хорды крыла; 2,4м
Параметр	Ед. измерения	0	1	2	3	4	5	6
SG Сила (Z)	Н	0,044	0,053	0,057	0,069	0,083	0,096	0,108
SG Момент (X)		0,906	0,849	0,697	0,397	0,373	0,111	-0,032
SG Сила (Y)	Н	0,340	0,439	0,536	0,652	0,736	0,842	0,886
K		7,71	8,32	9,49	9,41	8,92	8,73	8,19
Высота полёта – 0,15 хорды крыла; 1,8м
Параметр	Ед. измерения	0	1	2	3	4	5	6
SG Сила (Z)	Н	0,043	0,051	0,064	0,071	0,086	0,101	0,112
SG Момент (X)		0,858	0,606	0,648	0,457	0,375	0,166	0,085
SG Сила (Y)	Н	0,379	0,498	0,586	0,704	0,801	0,896	0,922
K		8,72	9,71	9,17	9,90	9,27	8,91	8,20

 

Ниже приведены графики аэродинамического качества и коэффициентов общего сопротивления, подъёмной силы, момента тангажа (см. рис. 2.2-2.5). На данных графиках ось X – углы атаки экраноплана, а Y – значения коэффициентов и аэродинамического качества.

 

Рисунок 2.2. График зависимости коэффициентов общего сопротивления от угла атаки экраноплана и его высоты полёта

 

Рисунок 2.3. График зависимости коэффициентов подъёмной силы от угла атаки экраноплана и его высоты полёта

 

Рисунок 2.4. График зависимости коэффициентов момента тангажа от угла атаки экраноплана и его высоты полёта

 

Рисунок 2.5. График зависимости аэродинамического качества от угла атаки экраноплана и его высоты полёта

 

По полученным данным видно, что на малых углах атаки расчёт выполнен некорректно. Это видно по кривым коэффициентов общего сопротивления и аэродинамического качества (значения при 2 градусах кривых от 2,4 м и 1,8 м аэродинамического качества (K) и коэффициентов общего сопротивления (C_x)).

Стоит отметить, что расчёт при 2 градусах атаки производился несколько раз, но результат получался некорректным из-за завышенного сопротивления (как и сейчас).

Также было замечено, что наибольшие трудности и неточности происходят в расчётах при малых скоростях (близких к нулю) в гидродинамике и при малых углах атаки около экрана в аэродинамике.

Давайте теперь наложим получившиеся графики друг на друга (ручной расчёт и с помощью САПР «SolidWorks»). Пунктиром указан ручной расчёт, а неразрывной линией через САПР.

 

Рисунок 2.6. Кривые зависимостей коэффициентов общего сопротивления от угла атаки экраноплана и его высоты полёта, рассчитанные ручным способом и в САПР

 

Рисунок 2.7. Кривые зависимостей коэффициентов подъёмной силы от угла атаки экраноплана и его высоты полёта, рассчитанные ручным способом и в САПР

 

Рисунок 2.8. Кривые зависимостей аэродинамического качества от угла атаки экраноплана и его высоты полёта, рассчитанные ручным способом и в САПР

 

Произведём сравнения и оценим погрешность расчёта в САПР «SolidWorks». Проценты буду отражать насколько расчёт в САПР больше теоретического расчёта. Результаты занесём в таблицу 2.3.

Таблица 2.3

Значения погрешностей расчёта в САПР по отношению к теоретическому методу

Погрешность 0,5b; 6 м
Угол атаки	2	4	5	6
Cx	37.61%	48.65%	51.72%	55.95%
Cy	58.05%	50.64%	47.94%	44.17%
K	32.77%	3.88%	-7.81%	-26.75%
Погрешность 0,3b; 3,6 м
Угол атаки	2	4	5	6
Cx	41.12%	51.95%	56.19%	59.85%
Cy	58.15%	51.33%	48.97%	45.05%
K	-32.05%	-11.99%	-3.50%	-0.64%
Погрешность 0,2b; 2,4 м
Угол атаки	2	4	5	6
Cx	39.84%	55.16%	60.58%	62.14%
Cy	59.91%	52.97%	51.17%	46.30%
K	33.37%	-4.87%	-23.90%	-41.84%
Погрешность 0,15b; 1,8 м
Угол атаки	2	4	5	6
Cx	46.85%	58.31%	63.22%	65.32%
Cy	60.61%	53.93%	51.02%	44.87%
K	-56.56%	-47.94%	-34.48%	-36.77%

 

Отобразим полученный результат на графике и построим линии тренда (см. рис. 2.9).

 

Рисунок 2.9. График значений погрешности расчёта в САПР относительно теоретического расчёта

 

По полученному графику погрешностей можно сделать выводы (в данном контексте под САПРом подразумевается SolidWorks):

1. САПР завышает сопротивления о подъёмную силу;
2. САПР куда больше завышает сопротивления экраноплана, чем его подъёмную силу;
3. САПР сильнее завышает сопротивления экраноплана, т.к. значения аэродинамического качества в отрицательной зоне погрешности, т.е. значения САПРа меньше значений, которые были получены при теоретическом расчёте;
4. САПРу сложно считать малые углы атаки экранопланов (менее 3 градусов)

Ранее в Ansys и SolidWorks продувался другой экраноплан, результаты вышли весьма схожими. Некоторые значения различаются на 10-15%, но это связано, скорее всего, с отличием числа расчётных ячеек, т.е. с более точной сеткой в Ansys.

Таблица 2.4

Расчёты подъёмной силы и сопротивления в «SolidWorks» и «Ansys»

Программа	Случай продувки	Подъёмная сила, Н	Сила сопротивления, Н
Ansys, модуль CFX	Вблизи экрана (4,5м;)
	Вблизи экрана (4,5м;)
	Вне экрана (60м;)
SOLIDWORKS, модуль Flow Vision	Вблизи экрана (4,5м;)
	Вблизи экрана (4,5м;)

 

Наиболее аэродинамика была показательна на другом экраноплане. На рисунках 2.10-2.30 представлена визуализации аэродинамики морского экраноплана, который по технологическим решениям схож с предыдущим.

 

Рисунок 2.10. Фронтальный вид на экраноплан при оценке образования завихрений

 

На данном рисунке отчётливо виден стеночный эффект, т.к. вихрь у концевой шайбы настолько большой, что его влияния распространяется до пределов расчётной области. При последующих продувках стоит увеличить ширину и высоту расчётной области.

 

Рисунок 2.11. Вид сзади на экраноплан при оценке образования завихрений от кормовой части экраноплана и концевой шайбы

 

На данном виде отчётливо видно масштабы завихрения, которое было образовано концевой шайбой экраноплана. На данный момент нет очевидных методов борьбы с данными завихрениями на экранопланах.

На данном виде заметно образование ещё трёх завихрений за корпусом, они являются результатом завихрений от гондол двигателей, мест стыков фюзеляжа с ВО и ВО с ГО. Данная пробелами частично решается с помощью обтекателей, но их не удалось реализовать на данной модели, т.к. данному САПРу уже и так тяжело обрабатывать имеющуюся модель. На рисунке 2.12 представлено завихрение, которое получается от гондол двигателей.

 

Рисунок 2.12. Вид сзади на экраноплан при оценке образования завихрений от гондол двигателей

 

На рисунке 2.13 представлена объёмная картина завихрений.

 

Рисунок 2.13. Объёмная картина завихрений, вид сзади

 

Был произведён отдельный расчёт движения частиц и их реально взаимодействие с корпусом экраноплана. Результаты представлены на рисунках 2.14-2.15.

 

Рисунок 2.14. Объёмная картина реального движения частиц, вид сверху

 

На данном видео наиболее удобно ценивать движение потоков и их взаимодейсвтие друг с другом. 

 

Рисунок 2.15. Объёмная картина реального движения частиц, вид сзади

 

Расчёт реального движения частиц выдал схожую картину с обычным расчётом – два сильных завихрения в районах концевой шайбы и кормовой части экраноплана у фюзеляжа. Их влияние настолько сильно, что они затягивают и другие образовавшиеся завихрения.

На рисунках 2.16-17.6.20 представлены другие визуализации аэродинамики экраноплана.

 

Рисунок 2.16. Визуализация движения потока между баллоном и концевой шайбой

 

Рисунок 2.17. Визуализация движения потоков, вид сверху

 

Рисунок 2.18. Визуализация завихрений экраноплана

 

Рисунок 2.19. Визуализация завихрений экраноплана на расстоянии 300 метров позади от корпуса, вид спереди

 

Рисунок 2.20. Визуализация завихрений экраноплана с помощью изоповерхностей (чем ближе оттенок к красному, тем больше сопротивления движению экраноплана от завихрений)

 

Также приведём несколько примеров визуализации аэродинамики из Ansys. Визуализация представлена на рисунках 2.21-2.29.

 

Рисунок 2.21. Визуализация завихрений за экранопланом, вид сзади

 

Рисунок 2.22. Визуализация завихрений за экранопланом, вид спереди

 

Рисунок 2.23. Визуализация распределения давлений по контуру экраноплана

 

 

Рисунок 2.24. Визуализация траекторий движения потоков

 

На данной картинке отчётливо видны места концентрата сопротивлений (красноватые и оранжевые оттенки) и места срыва потока / завихрений (голубые и синие оттенки за кабиной). Подобный эффект можно увидеть на следующем рисунке (см. рис. 2.25), где из-за большого угла атаки (6 градусов угол атаки экраноплана + 4 градуса угол атаки крыла) происходит срыв потока с верхней кромки крыла в средней части.

 

Рисунок 2.25. Визуализация завихрений и срыва потока на крыле экраноплана

 

Рисунок 2.26. Визуализация завихрений в расчётной области, вид сверху

 

Рисунок 2.27. Визуализация завихрений, вид сбоку

 

Рисунок 2.28. Визуализация завихрений, вид спереди

 

Рисунок 2.29. Визуализация завихрений, вид сзади

 

Заключение

По результатам данной статьи можно сделать вывод, что SolidWorks сильно искажает картину, погрешность в ряде случаев составляет около, а иногда и превышает, 50%.

Данный метод нуждается существенной доработке.

С другой стороны, данный САПР полезен при визуализации с целью оптимизации аэродинамики экраноплана. Отчётливо видны завихрения и места концентрата напряжений.

В наилучшем случае по-прежнему стоит производить модельные испытаний, но данный метод является наиболее затратным, что в рамках студенческого проекта труднореализуемо.

 

Список литературы:

1. В.И. Жуков Особенности аэродинамики, устойчивости и управляемости экраноплана. - Москва: «Издательский отдел центрального аэрогидродинамического института», 1997. - 80 с.
2. А.А. Бадягин, Ф.А. Мухамедов Проектирование легких самолетов. - «Машиностроение», 1978. - 208 с.
3. А.И. Февральских Разработка методики проектирования аэрогидродинамической компоновки амфибийного судна на воздушной подушке с аэродинамической разгрузкой на основе численного моделирования: дис. канд. кораблестроение наук: 05.08.01 и 05.08.03. - Нижний Новгород, 2017. - 175 с.
4. В.Н. Блохин, В.М. Прохоров, П.С. Кальясов, А.К. Якимов, А.В. Туманин, В.В. Шабаров ПРИМЕНЕНИЕ МЕТОДОВ ВЫЧИСЛИТЕЛЬНОГО ЭКСПЕРИМЕНТА ДЛЯ ОПРЕДЕЛЕНИЯ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК ЭКРАНОПЛАНА НА КРЕЙСЕРСКОМ РЕЖИМЕ ДВИЖЕНИЯ // Математическое моделирование. Оптимальное управление методов вычислительного эксперимента для определения. - 2012. - №3. - С. 147-154.