Диссертация (Теоретический анализ точностных характеристик движения пассажирского самолета с измерительно-вычислительным комплексом бароинерциального типа в режиме посадки), страница 7

2.16. Пример картин линий тока в окрестности самолета вблизи экранапри V∞ = 72 м/с, α =120: а) H= 5 м; б) H= 10 мВидно, что обтекания потока под самолетом изменяется и зависит от высотыполета самолета. Под самолетом поток тормозится наличием экрана. Отметим, чтоформирование циркуляционных зон как вблизи носовой части самолета, так и вокрестности крыла самолета.2.4.2.2. Распределение давления по поверхности самолетаНа рис.2.17 представлено распределение давления по поверхности самолета наразличных высотах над экраном.60а)б)в)61г)Рис.

2.17. Распределение давления в базовой плоскости при V∞ = 72 м/с, α =00:а) H= 5 м; б) H= 10 м; в) H= 18 м; г) H= 40 мНа рис.2.18 представлено изменение распределения давления по поверхностисамолета.а)62б)Рис. 2.18. Примеры распределения давления по поверхности самолетапри V∞ = 72 м/с, α =50 : а) H= 5 м; б) H= 10 мВидно, что распределение давления на различных высотах полетаоказывается по своему характеру очень сложным, и сильно зависит от высотысамолета до экрана H, угла атаки. Чем ближе экран, тем большими оказываютсямаксимальные значения давления, которые достигаются вблизи вершины самолета.Наличие зоны повышения давления вызывает появление пикирующего момента,действующего на самолета вблизи экрана.С увеличением высоты H самолета от экрана происходит перестроение течения иперераспределение давления по поверхности самолета.2.4.2.3.

Расчеты приращения аэродинамических коэффициентов самолета вблизиэкранаАэродинамические коэффициенты самолета с учетом экрана представляют ввиде сумм аэродинамических коэффициентов самолета вдали от экрана и добавок,обусловленных влиянием экранного эффекта.63C y  C y   C y ; C x  C x   C x; m z  m z   m z ;Отметит, что основное влияние на характер изменения траектории самолетаоказывают добавки к коэффициентам Су и mz. Изменение коэффициента Су и mz взависимости от высоты самолета над экраном, показано на рис.

2.19.0.25∆Cy0.20.15α=00.1α=50.05α=120051015H, м 201015H, м 20а)0-0.05 0∆mz5-0.1α=0-0.15-0.2α=5-0.25α=12-0.3б)Рис.2.19. Приращения коэффициентов ∆Су и ∆mz от высоты полета над экраномВидно, что коэффициент Су быстро растет с уменьшением высоты полета до экранаH и с уменьшением угла атаки обтекания самолета. Наоборот, коэффициента mzуменьшается с уменьшением высоты полета до экрана H и с уменьшением углаатаки обтекания самолета.На минимальной высоте полета H= 5 м, приращения коэффициентов составляет до20% значения коэффициентов.64Сравнениеизмененийэкспериментальнымиданнымикоэффициентов[49]∆Супоказалои∆mzсходимостьрасчетовсрасчетныхиэкспериментальных данных (погрешность меньше 5%).0.30.25∆Cy0.20.15экспериментрасчет0.10.05000.511.522.5H/САХ33.544.5а) α=000.160.140.12∆Cy 0.10.08эксперимент0.06расчет0.040.02000.511.522.5H/САХ33.544.5б) α=500.090.080.07∆Cy0.060.05эксперимент0.04расчет0.030.020.01000.511.522.5H/САХв) α=12033.544.5650-0.01 00.511.522.533.544.5-0.02∆mz-0.03-0.04эксперимент-0.05расчет-0.06-0.07-0.08H/САХа) α=000-0.0200.511.522.533.544.5-0.04∆mz-0.06эксперимент-0.08расчет-0.1-0.12-0.14H/САХб) α=50000.511.522.533.544.5-0.05∆mz-0.1-0.15экспериментрасчет-0.2-0.25-0.3H/САХв) α=120Рис.

2.20. Приращения коэффициентов ∆Су и ∆mz от относительной высоты кСАХ крыла.66При полете самолета на высоте, меньшей размаха крыла (при выравнивании),значительные погрешности измерения высоты полета вносит аэродинамическоевлияние экрана на поле скоростей и давлений вблизи самолета, и в частности гдекрепится ПВД.

Погрешность измерения ПВД зависит от высоты полета,конфигурации самолета, параметров потока обтекания и составляет Δ3Pст = 13…95Па.p ст =p ст  +Δp 3ст ;p ст  -статическое давления без учета экрана.100∆3Pст, Па9080α=070α=560α=125040302010H, м00510152025Рис.2.21.Изменения статического давления от высоты полета над экраном2.5. ВыводыИз выше указаного следует, что по сравнению с другими моделямитурбулентности результаты расчетов с помощью модели «SST k-ω» наилучшимобразомсовпадаютсданнымиэкспериментаиописываютповедениеаэродинамических коэффициентов по углу атаки.Полученные результаты позволяют построить модель распределениядавления на поверхности ЛА (рис.2.22).

Модель распределения давления позволяетпроизводить оптимизацию приемника воздушного давления.67Рис.2.22. Распределение давления на поверхности самолета при числе М=0.6 и приугле атаки α=8068ГЛАВА 3. РАЗРАБОТКА МАТЕМАТИЧЕСКОЙ МОДЕЛИ ПРИЕМНИКАВОЗДУШНОГО ДАВЛЕНИЯВ данной главе на основании найденной модели турбулентного обтеканиясамолета построены процессы, описывающие изменения давлений от точкисоответствующей атмосферному давлению до давления в приемном отверстииприемника воздушных сигналов и далее до давления в точке расположениячувствительного элемента датчика давления.

Разработанная математическаямодель обтекания самолета позволяют в наиболее полной форме решать задачикомпенсации статического и динамического искажения при измерении pст, котороеявляется наиболее трудно измеряемым давлением и в то же время требующимнаиболее точного измерения. В бортовой цифровой вычислительной машине(БЦВМ) СВС эти компенсации по найденным моделям реализуются программнымисредствами.Работа СВС самолета предполагает использование измерений статического идинамическогодавленияатмосферы,воздействующегонасамолет.Видконструкции ПВД и место установки на самолет в настоящее время как указанныераньше во многом решается с помощью экспериментальных исследований ваэродинамической трубе [11,12].Сразвитиемвычислительнойтехникипоявиласьвозможностьспрогнозировать распределение давления на поверхности самолета в зависимостиот конструкции самолета, условий полета и вектора состояния самолета.Нахождение распределения давления на поверхности самолета с помощьюсовременных компьютерных программ позволяет продвинуться в математическомпроектирование СВС и существенно сократить объем экспериментальныхисследований,обеспечиваявысокуюточностьдетализированных моделей процесса измерения.измерениязасчет более69Рассчитав распределения давления по корпусу самолета с учетом измененияобусловленного изменениями углов атаки и скольжения, скорости, числаРейнольдса, и т.д., можно оптимизировать точку установки ПВД и датьтеоретический расчет погрешностей тракта измеряемого давления, что далеепозволяет программно компенсировать их в БЦВМ СВС.3.1.

Обзор характеристик и параметров ПВДСовмещенные (или комбинированные) приемники предназначены дляодновременного восприятия в полете ряда давлений, в том числе полного истатического давлений. Обычно в единой конструкции совмещены функциивосприятия давления в нескольких точках обтекаемого тела [11,12].Практикасформулироватьпроведенияследующиеаэродинамическихобщиетребованияисследованийкприемникампозволяетдавления,устанавливаемым в газовый поток [11,12].1. Приемники должны быть малогабаритными.2.Измеряемоедавлениедолжновосприниматьсясминимальнымипогрешностями.3.

При измерении средних значений давлений приемники должны правильноосреднять во времени переменные характеристики потока. При исследованиинестационарных режимов приемники давлений не должны вносить недопустимыхискажений в измерение амплитуд и частот исследуемых процессов.4.Возможностиприемниковдолжнысоответствоватьисследуемымдиапазонам скоростей. Кроме того, в большинстве случаев приемники должныбыть нечувствительными к скосам потока.5.

Приемники должны обладать достаточной механической прочностью.706. Требования механической прочности должны дополняться требованиемжаропрочности.7. Монтаж и демонтаж приемники должны производиться без разборкиобъекта испытаний.8. Приемники должны надежно работать при наличии механическихвибраций, пульсаций потока и резких измерений температурных режимов.9. Приемники должны быть просты по конструкции и взаимозаменяемы, аузлы крепления унифицированы.3.2. Проверка достоверности разработанной модели турбулентности дляоценки внутреннего распределения давления в канале ПВДЦелью исследований в данном параграфе является проверка используемоймодели турбулентности для внутреннего течения с точки зрения точностиполучаемых результатов.

Проведено сравнение зависимости давлений полученныхрасчетным путем из разрабатываемой модели с экспериментальными данными [10].Также оценивается погрешность математического моделирования при различныхскоростях и углах скоса набегающего потока. Данная оценка погрешностиматематического моделирования позволяет выявить случайную и систематическуюсоставляющие погрешности и прогнозировать погрешность математическогомоделирования аналогичных ПВД. Схема макета ПВД приведено ниже на рисунке3.1.71Рис.3.1. Конструкция ПВД [10]Приемник имеет сферическую воспринимающую часть и цилиндрическуючасть: 5 отверстий расположены под углом в 450, диаметр отверстий d= 5 мм.Расчеты выполнены с помощью программы Ansys Fluent [35], котораяиспользована и для внешнего течения.

Исходными данными для моделированияявляются скорость потока, угол между направлением потока и продольной осьюПВД, а также плотность воздуха в соответствии с проведенными экспериментами[10]. Использована тетраэдральная сетка с призматическим слоем близиповерхности приемника для учета пограничного слоя. В целом параметр y+непревышал 1, что является показателем правильного описания процессов впограничном слое.Для проверки достоверности разработанной модели турбулентности k-OmegaSST (см. главе 1) для внутреннего, проводилось сравнение результатовмоделирования с данными, полученными после эксперимента [10].

Результатыэксперимента и моделирования приемника при скорости набегающего потока 30м/сприведены в таблицах 3.1, 3.2 и на рисунках 3.2, 3.3 (здесь сплошные линии –эксперимент, отмеченные точки – расчеты).α, β– углы атаки и скольжения потока [град],V–скорость [м/с],72p1,p2,p3,p4,p5, – соответствующие давления в отверстиях [Па].По показаниям давления в отверстиях 1,2,3,4,5 вычисляются значенияфункции:f(α) =, f(β) =. (3.1)Таблица 3.1- Экспериментальные данныеβ= 600β= 400β= 200α (о)f(α)α(о)f(α)α(о)f(α)-6.7210.53-13.510.5-18.4910.480.291.000.31.0-9.652.194.430.5210.40.310.420.3810.22-0.0129.9-1.039.58-1.4019.74-0.8040.0-2.858.56-10.4223.27-1.4649.3-10.4-59.79-0.1829.96-5.62-54.21-0.11-50.07-0.36-64.970.07-30.00-1.30-44.48-0.55-50.070.09-18.62-7.26-30.62-2.23-43.860.03-64.97-0.07-26.69-3.91-30.41-0.26-54.21-0.11-25.24-5.34-20.07-0.99-49.03-0.18-24.21-6.64-10.14-6.40-42.83-0.32-23.38-8.48-9.93-8.34-20.07-4.70-22.97-10.00α= 600β(о)α=400f(β)β(о)α= 200f(β)β(о)f(β)-59.83-0.21-65.0-0.1-64.990.07-50.45-0.17-60.2-0.1-55.800.21-40.01-0.06-50.00.1-49.730.35-29.780.10-31.80.6-40.090.6573-20.160.29-28.00.7-25.411.16-9.730.32-21.90.8-19.781.18-5.570.30-17.10.8-9.791.1210.000.01-9.60.80.990.8319.33-0.210.10.810.300.4825.34-0.3810.50.619.790.0135.08-0.6720.60.230.13-0.4140.05-0.8026.8-0.134.26-0.5945.45-0.9235.9-0.439.42-0.8348.97-1.0040.9-0.741.48-0.96Таблица 3.2 – Расчетные данныеβ= 600αβ = 400f(α)αβ = 200f(α)αf(α)0130-0.62664100.45483410.000.00-30.00-2.0040.00-1.4020.00-0.5040.00-2.2050.00-3.6030.00-5.60-10.004.0060.04.6-20.0-3.6-15.0-1.7-55α= 600βα =400f(β)βα = 200f(β)βf(β)0.000.2330-0.6110.000.5210.000.00-300.6140.00-0.8920.00-0.2440-0.8150.00-1.3030.00-0.61-100.8060.00-1.20-20.00.82-15.000.307410f(α)8642α(0)0-60-40-20-2 0204060-4-6-8-10beta=60betai=40Рис.3.2.