حساسیتسنجی پایداري عرضی هواپیما نسبت به موقعیت عمودي بال عدد ماخ و زاویه حمله بر اساس دینامیک سیالات محاسباتی

Transcript

1 چهاردهمین کنفرانس بین المللی انجمن هوافضاي ایران تهران سازمان پژوهش هاي علمی و صنعتی ایران پژوهشکده مخابرات و فن آوري ماهواره تا اسفند 9 AeroP حساسیتسنجی پایداري عرضی هواپیما نسبت به موقعیت عمودي بال عدد ماخ و زاویه حمله بر اساس دینامیک سیالات محاسباتی فرزاد پورفتاح علی معتمدي پرویز هاشمی مجتبی دهقان منشادي علیرضا بابایی دانشگاه صنعتی مالک اشتر اصفهان مجتمع دانشگاهی مکانیک و هوافضا چکیده در مطالعهي حاضر تاثیر موقعیت بال در پایداري عرضی یک مدل بال- بدنه مرسوم مورد مطالعه قرار گرفته است. به این منظور جریان حول این مدل در رژیم زیر صوت و مافوق صوت در زوایاي حمله مختلف با زاویه لغزش جانبی سه درجه توسط دینامیک سیالات محاسبات در چهار موقعیت مختلف بال نسبت به بدنه شبیهسازي شده است. بهمنظور حصول اطمینان از صحت روش و نتایج عددي نتایج حاصل با نتایج تجربی مقایسه و مطابقت خوبی مشاهده گردیده است. بررسی نتایج نشان میدهد افزایش زاویه حمله در جریان زیر صوت نسبت به جریان ما فوق صوت داراي اثر پایدار کنندگی متفاوتی در موقعیتهاي مختلف بال نسبت به بدنه میباشد. واژه هاي کلیدي: دینامیک سیالات محاسباتی- پایداري عرضی مشتق پایداري عرضی جریان مافوق و مادون صوت مقدمه مطالعهي جریانهاي مافوق صوت حول اجسام پرنده مانند سایر پدیدههاي آیرودینامیکی مستلزم انجام تحلیل عددي و یا تست تجربی جریان میباشد. با توجه به اینکه ایجاد امکانات لازم براي انجام تست تجربی مستلزم هزینهي زیادي میباشد استفاده از روشهاي عددي براي تحلیل جریان و تعیین مشخصات آیرودینامیکی جسم روشی است که در چهل سال اخیر توجه بیشتر صنایع و متخصصین با علم آیرودینامیک را به خود جلب کرده است. البته اعتبار نتایج بدست آمده از حل عددي میبایست با نتایج تستهاي تجربی که در مراجع اراي ه شده است ارزیابی گردد. مطالعهي جریان مافوق صوت در مراجع [-] به صورت تجربی انجام شده است. در این مراجع ویژگیهاي آیرودینامیکی اجسام مختلف مورد مطالعه قرار گرفته و تاثیر هندسه بال زاویه سوي یپ نسبت منظري و تاثیر دم عمودي و سایر پارامترهاي مهم تاثیر گذار در عملکرد آیرودینامیکی هندسههاي مختلف بررسی شده است. در مراجع [ و ] به ترتیب به صورت تجربی و عددي به بررسی توزیع فشار یک پیکربندي بال و بدنه در جریان مافوق صوت پرداخته شده است. در مراجع مذکور توزیع فشار روي بال- بدنه در جریان با عدد ماخ / و در زوایاي حمله تا درجه اراي ه گردیده است. در مطالعهي حاضر از دادههاي تجربی اراي ه شده در مرجع [] براي اعتبارسنجی نتایج عددي بدست آمده استفاده شده است. کارشناس ارشد F.pourfattah@mut-es.c.ir (نویسنده مخاطب) و کارشناس ارشد و استادیار در مسي له پایداري یک جسم پرنده پایداري عرضی از جمله مواردي است که در طراحی و تحلیل یک جسم پرنده مورد بررسی قرار میگیرد. وجود جریانی با زاویه لغزش جانبی ) ( پایداري عرضی یک پرنده را بسیار تحت تا ثیر قرار میدهد. از این رو مقدار و علامت مشتق پایداري نقش اساسی را در پایداري عرضی یک هواپیما بر عهده خواهد داشت. به گونهاي که عدم شناسایی رفتار و نحوه تغییرات این مشتق پایداري میتواند اثر نامطلوبی بر مودهاي عرضی سمتی هواپیما قرار داده و باعث ناپایداري دینامیکی و حتی استاتیکی هواپیما گردد. بر این اساس در مراجع مختلف مانند [6] از این مشتق به عنوان مشتق پایداري عرضی یاد شده است. بررسی اثر موقعیت طولی و عمودي بال نسبت به بدنه از جمله پارامترهایی است که سهم بسیار قابل توجهی را در مشتق پایداري عرضی یک پرنده دارا میباشد. بررسی اثر بدنه بر روي گشتاور چرخشی Moment) (Roll به دلیل وجود زاویه لغزش جانبی اولین بار به صورت تي وري در مرجع [7] و سپس در مرجع [8] بیان گردیده است. در مرجع [9] بررسیهاي جامعی در زمینه تا ثیر بال و بدنه بر مشتق پایداري عرضی در سرعتهاي زیر صوت براي یک بال دلتا انجام شده است. در مراجع [ و ] نیز تا ثیر موقعیت عمودي بال نسبت به بدنه در ضریب برآي تولیدي پرنده مورد بررسی قرار گرفته است. در [] اثر تغییر موقعیت افقی بال در راستاي بدنه بر پایداري و ضریب فشار مورد ارزیابی قرار گرفته است. بررسی مراجع یاد شده به ویژه [9] نشان میدهد که تا ثیر موقعیت عمودي بال نسبت به بدنه در جریانهاي فراصوت از اهمیت قابل ملاحظهاي برخوردار است زیرا پیش بینی رخدادهاي ایجادي در جریان فراصوت بسیار وابسته به پیکربندي پرنده میباشد. از این رو در این پژوهش براي پیکربندي نمایش داده شده در شکل تا ثیر موقعیت عمودي بال در جریان فراصوت نیز با حضور زاویه لغزش جانبی مورد بررسی قرار گرفته است. در مطالعهي حاضر با استفاده از دینامیک سیالات محاسباتی حساسیت پایداري عرضی نسبت به موقعیت بال عدد ماخ و زاویه حمله انجام شده و جریان با اعداد ماخ /6 و / در زوایاي حملهي 6 و درجه با زاویه لغزش جانبی درجه شبیهسازي شده است. علاوه بر نتایج کمی اراي ه شده شامل ضریب رول و راندمان آیرودینامیکی سعی گردیده است ویژگیهاي جریان به صورت کیفی نیز اراي ه گردد تا تاثیر موقعیت بال بر فیزیک جریان نیز بیشتر مورد ارزیابی قرار گیرد. در این مقاله در ابتدا به بررسی هندسه مدل شده پرداخته میشود سپس با ارانه معادلات حاکم به منظور شبیه سازي... سپس بر اساس تحلیل نتایج حاصله تا ثیر موقعیت عمودي بال بر ضریب رول راندمان آیرودینامیکی و فیزیک جریان مورد بررسی قرار خواهد گرفت.

2 هندسه مدل شده همانطور که قبلا اشاره گردید هندسه مدلسازي شده در مطالعهي حاضر یک بدنه دایروي و بالی با مقطع متقارن لوزي شکل میباشد که در شکل نشان داده شده است. در شکل نیز موقعیتهاي عمودي مختلف قرارگیري بال نسبت به بدنه که در این پژوهش در شبیهسازيها مورد بررسی قرار گرفته شده در قالب شکلی دو بعدي اراي ه شده است. معادلات حاکم در مطالعهي حاضر جریان سه بعدي پایا لزج آشفته در نظر گرفته شده است که معادلهي حاکم بر جریان معادله پیوستگی بقاي مومنتوم و مدل آشفتگی میباشد و در مطالعه حاضر از مدل آشفتگی kw-sst و نرم افزار کارآمد فلوي نت استفاده شده است. معادله پیوستگی و مومنتوم با فرض خواص ثابت سیال به صورت زیر میباشد: ρ () () اعتبارسنجی جهت حصول اطمینان از دقت شبکهبندي اعمال شرایط مرزي و روش حل عددي استفاده شده در مطالعهي حاضر ضرورت دارد نتایج عددي با دادههاي تجربی مقایسه گردد. بهاین منظور از دادههاي [] مرجع استفاده شده است. مرجع مذکور در تونل باد مافوق صوت به بررسی توزیع فشار روي یک پیکربندي بال و بدنه در اعداد ماخ / و پرداخته است. با توجه به اینکه جریان با دو رژیم مافوق و مادون صوت شبیهسازي گردیده است اندازه دامنه محاسباتی طوري انتخاب شده است که نتایج حاصل مستقل از اندازهي دامنه محاسباتی باشد. همچنین در شبکهبندي دامنه محاسباتی نیز استقلال حل از تعداد شبکه مورد بررسی قرار گرفته است و در نهایت تعداد المان / میلیون سلول براي تمامی شبیهسازيها در نظر گرفته شده است. در شبکهبندي اعمال شده بر روي دیواره جسم مش لایه مرزي اعمال شده است و تراکم شبکه به سمت پیکربندي مورد بررسی میباشد. در شکل توزیع فشار بدست آمده از حل عددي با توزیع فشار اراي ه شده در مرجع مذکور مقایسه شده است. مطابق این شکل نتایج عددي بدست آمده با نتایج تجربی مطابقت خوبی را نشان میدهد از این رو میتوان نتیجه گرفت شبکهبندي شرایط مرزي مدل آشفتگی و روش حل عددي استفاده شده از دقت خوبی برخوردار میباشد. نتایج در مطالعهي حاضر بهمنظور بررسی تا ثیر موقعیت بال بر پایداري عرضی مدل بال- بدنه جریان در چهار موقعیت مختلف بال در زاویاي حمله 6 و درجه با زاویه جانبی درجه در اعداد ماخ /6 و / با استفاده از دینامیک سیالات محاسبات شبیهسازي شده است. نتایج اراي ه شده شامل تحلیل کمی و کیفی جریان میباشد که در ادامه به اراي ه نتایج پرداخته شده است. تاثیر موقعیت بال بر ضریب گشتاور چرخشی زمانی که هواپیما در پرواز با جریانی با زاویه لغزش جانبی روبرو میشود مولفه عرضی جریان یک گشتاور چرخشی را بر هواپیما اعمال مینماید. به طور کلی اثر جریانی با زاویه لغزش جانبی بر گشتاور چرخشی هواپیما با مشتق پایداري شناخته میشود که در بسیاري از موارد به آن اثر دایهدرال گفته میشود. مقدار مشتق پایداري تحت تا ثیر چهار عامل قرار دارد که عبارتند از: زاویه دایهدرال بال موقعیت عمودي بال نسبت به بدنه دم عمودي و زاویه عقبگرد بال. به عبارت دیگر میتوان این گونه بیان نمود که: = () از دیدگاه پایداري استاتیک این مشتق باید مقداري منفی به ازاي زاویه لغزش جانبی مثبت داشته باشد. همچنین منفی بودن در پایداري دینامیکی هواپیما نقش به سزایی را ایفا مینماید[ 6 ]. در فرضیاتی که در پایداري دینامیکی هواپیما در نظر گرفته میشود به منظور جلوگیري از و گا رایی مود مارپیچ باشد. اما مقادیر منفی بزرگ (Spiral) هواپیما لازم است C مقداري منفی داشته میتواند اثر نامطلوبی بر میرایی پاسخهاي عرضی هواپیما داشته باشد به نحوي که مقادیر بزرگ باعث کاهش نسبت میرایی مود داچ رول( Roll (Dutch پرنده خواهد شد. از این رو بررسی نحوه تغییرات این مشتق از اهمیت بالایی برخوردار است. همانگونه که در رابطه () مشخص است موقعیت عمودي بال بر روي بدنه مشتق پایداري بالا یک سهم منفی را براي را تحت تا ثیر قرار میدهد. هواپیمایی با موقعیت بال خواهد داشت در حالی که موقعیت بال پایین داراي سهم مثبت و موقعیت بال وسط داراي اثر خنثی در خواهد بود. به دلیل این که زاویه لغزش جانبی همانند شکل یک جریان عرضی را بر روي بدنه القا مینماید. در هواپیمایی با پیکربندي بال بالا بال روبرو با جهت جریان عرضی در محل برخود بال- بدنه یک زاویه حمله بالاتري را به دلیل یک فرا وزش ایجاد شده در جریان عرضی در نزدیک بدنه تجربه خواهد نمود و به طور برعکس بال مقابل زاویه حمله کمتري را در محل برخود بال- بدنه به دلیل یک فرو وزش ایجاد شده در جریان عرضی در نزدیک بدنه تجربه مینماید. در نتیجه این اختلاف زاویه حمله نیروي برآي نامتقارنی بر روي بالهاي هواپیما شکل میگیرد که منجر به ایجاد گشتاور چرخشی به دور از جهت زاویه لغزش جانبی باد خواهد شد. در پیکربندي با موقعیت بال پایین اثر کاملا مخالفی رخ خواهد داد زیرا بال روبرو با جهت جریان عرضی یک کاهش در زاویه حمله و بال مقابل افزایش در زاویه حمله را تجربه مینماید. بنابراین موقعیت بال پایین تمایل به تولید گشتاور چرخشی در جهت زاویه لغزش جانبی خواهد داشت[ ]. بنابراین میتوان مشاهده نمود که سهم بدنه در مشتق پایداري عرضی هواپیما وابسته به موقعیت عمودي بال نسبت به بدنه است. در جریانی با زاویه لغزش جانبی مثبت بال بالا اثر پایدار کننده و بال پایین داراي اثر ناپایدار کنندگی میباشد. براي پیکربندي نمایش داده شده در شکل بررسیهاي انجام شده در جریان زیر صوت در شکل نشان میدهد در شرایطی که بال در موقعیت A و B یعنی در موقعیتی بالاتر از خط مرکزي بدنه نصب شده باشد در زاویه حمله صفر مقدار به ترتیب برابر - / و /- میباشد که با توجه به مطالب اراي ه شده منفی بودن این مقادیر نشان از اثر پایدارکنندگی بال در این نوع پیکربندي خواهد بود. براي شرایط نصب بال در موقعیت C و D یعنی در موقعیتی پایینتر از خط مرکزي بدنه مقدار در زاویه حمله صفر به ترتیب برابر / و / میباشد که که مقادیر مثبت نتیجه شده نمایش دهنده اثر ناپایدار کنندگی پیکربندي با بال پایین در زاویه حمله صفر میباشد. نتایج حاصل از شبیهسازي جریان در زوایاي حمله مختلف که در قالب نمودارهاي شکل نمایش داده شده است نشان میدهد کلیه نمودارهاي تغییرات نسبت به زاویه حمله داراي شیب منفی میباشند. به این

3 معنی که با افزایش زاویه حمله اثر پایدار کنندگی در هر چهار موقعیت بال افزایش مییابد. به طوریکه میتوان دید براي موقعیت بال پایین که در زوایاي حمله پایین اثر ناپایداري قابل توجهی دارد براي موقعیتهاي بال A و B اثر ناپایدار کنندگی به ترتیب در زوایاي حمله و به اثر پایدار کنندگی تبدیل خواهد شد. بر اساس نتایج نمایش داده شده در شکل 6 براي جریان فرا صوت نحوه رفتار پایدار کنندگی و ناپایدار کنندگی موقعیت عمودي بال همانند رفتار مشاهده شده در جریان زیر صوت است. اما در شکل 6 میتوان مشاهده نمود که در جریان ما فوق صوت بال با موقعیت A و B در زوایاي حمله بالاتري (به ترتیب برابر با 9/8 و /7) اثر پایدار کنندگی یافته است. مقایسه رفتار متقابل بال- بدنه در ازاي جابجایی عمودي آن در جریان زیر صوت و ما فوق صوت در پیکربندي اراي ه شده نشان میدهد که افزایش زاویه حمله در جریان زیر صوت نسبت به جریان ما فوق صوت داراي اثر پایدار کنندگی بیشتري میباشد. با توجه به این که منفی شدن بیش از اندازه مقدار ممکن است در شرایطی باعث ناپایداري مود داچ رول پرنده و در نتیجه ناپایداري هواپیما در کانال عرضی- سمتی گردد در پرندهاي با پیکربندي اراي ه شده چه در موقعیت بال بالا و چه در موقعیت بال پایین پرواز با زاویه حمله بالا به دلیل منفی شدن بیش از اندازه مقدار باید با بررسی بیشتري صورت گیرد و جوانب احتیاطی براي جلوگیري از ناپایداري هواپیما در کانال عرضی- سمتی سنجیده شود. جریان مافوق صوت بیشتر از جریان مادون صوت میباشد و افزایش زاویه حمله در جریان زیر صوت نسبت به جریان ما فوق صوت داراي اثر پایدار کنندگی بیشتري در موقعیتهاي مختلف بال نسبت به بدنه میباشد. هم- چنین نتایج بدست آمده نشان میدهد راندمان آیرودینامیکی در جریان مادون صوت تحت تاثیر موقعیت عمودي بال نسبت به بدنه قرار ندارد در حالیکه راندمان آیرودینامیکی در جریان مافوق صوت متاثر از موقعیت بال میباشد. شکل پیکربندي بال- بدنه مورد بررسی تاثیر موقعیت بال بر راندمان آیرودینامیکی بهمنظور بررسی تاثیر موقعیت عمودي بال نسبت به بدنه بر راندمان آیرودینامیکی در شکل 7 و شکل 8 راندمان آیرودینامیکی به ترتیب در جریان مادون صوت و مافوق صوت نشان داده شده است. مطابق این شکل میزان تاثیر موقعیت بال و بدنه بر راندمان آیرودینامیکی در جریان زیر صوت قابل چشمپوشی میباشد. اما مطابق شکل 8 راندمان آیرودینامیکی بال در جریان مافوق صوت تحت تاثیر موقعیت عمودي بال قرار دارد بطوریکه در موقعیت بال بدنه مربوط به حالت C آیرودینامیکی نسبت به سایر موقعیتهاي بال حاصل شده است. تاثیر موقعیت بال بر فیزیک جریان بیشترین راندمان جهت بررسی فیزیک جریان در موقعیت بال مختلف در جریان مادون صوت و مافوق صوت در شکلهاي 9 تا خطوط جریان به همراه توزیع فشار در مقطع عمود بر جریان نشان داده شده است. مطابق این شکلها در هر دو رژیم جریان جابجایی موقعیت عمودي بال تاثیر یکسانی در رفتار خطوط جریان داشته است که قبلا در بخش تاثیر موقعیت بال بر ضریب رول به این مورد اشاره گردید. با بررسی توزیع فشار در موقیعت مختلف بال روي بدنه در شرایط جریان زیر صوت و فراصوت مشخص میگردد توزیع فشار در جریان مافوق صوت بیشاز جریان مادون صوت تحت تاثر موقعیت بال قرار دارد. این موضوع موید عدم تغییرات راندمان آیرودینامیکی در جریان مادون صوت و تاثیر پذیر بودن راندمان آیرودینامیکی از موقعیت بال در جریان مافوق صوت میباشد که پیشتر توضیح داده شد. نتیجهگیري با شبیهسازي عددي جریان حول پیکربندي مورد نظر در موقعیتهاي مختلف بال نسبت به بدنه در جریان مادون صوت و مافوق صوت مشخص گردید تغییرات مشتق پایداري عرضی به ازاي تغییرات زاویه حمله در شکل - چهار موقعیت عمودي بررسی شدهي بال نسبت به بدنه شکل - اعتبارسنجی توزیع فشار در مقطع میانی از بال شکل - شماتیک اثر موقعیت عمودي بال بر پایداري عرضی Cp Current Result Upper Exp [] Lower Exp[]...6.8

4 L/D A B C D 6 8 در موقعیتهاي مختلف بال در جریان زیر صوت شکل - ضریب رول با عدد ماخ /6 شکل 8 راندمان آیرودینامیکی در موقعیتهاي مختلف بال در جریان مافوق صوت با عدد ماخ / Cl Cl A B C D 8 A B C D موقعیتهاي مختلف بال در جریان مافوق صوت شکل 6- ضریب رول در با عدد ماخ / 6 شکل 9 خطوط جریان در موقعیت بال پایین با زاویه حمله شش درجه با زاویه جانبی - درجه در عدد ماخ (نما 6/ از پشت) شکل 7 راندمان آیرودینامیکی در موقعیتهاي مختلف بال در جریان زیر صوت با عدد ماخ /6 خطوط جریان در موقعیت بال بالا با زاویه حمله شش شکل درجه با زاویه جانبی - درجه در عدد ماخ /6 (نما از پشت) L/D 6 A B C D 8 جریان در موقعیت بال پایین با زاویه حمله شش شکل خطوط درجه با زاویه جانبی - درجه در عدد ماخ / (نما از پشت)

5 شکل خطوط جریان در موقعیت بال بالا با زاویه حمله شش درجه با زاویه جانبی - درجه در عدد ماخ / (نما از پشت). C.A Driver, Aerodynamic Characteristics at Mach Numbers of.,.96, and of a Supersonic Transport Model With a Blended Wing-Body, Variable-Sweep Auxiliary Wing Panels, and Outboard Tail Surfaces. NASA TMX-8, 96. R.A. Warner, S.M. Leroy; and Harris, Aerodynamic Characteristics at Mach Numbers of.,.6, and.96 of a Supersonic Transport Model with a Blended Wing-Body, Variable-Sweep Auxiliary Wing Panels, Outboard Tail Surfaces, and a Design Mach Number of.6. NASA TMX-8, 96. K.Yoshida, Supersonic Drag Reduction Technology in the Scaled Supersonic Experimental Airplane Project by Jaxa, Aerospace Sciences 6,9. L.S.Jernell, Comparisons of Theoretical and Experimental Pressure Distributions over a Wing-Body Model at High Supersonic Speeds, NASA Technical Note, 97. G.Bono, A.M.Awruch, Simulation and Analyses of a Generic Wing-Body Configurations in Supersonic Flow, Mechanic Computational Vol XXVII, pages Roskam, J. Airplane Flight Dynamic and Automatic Flight Controls, DAR corporation, Multhopp, H., Aerodynamics of The Fuselage,NACA Tech. Memo. 6, 9 8. Schlichting, H., Aerodynamics of The Mutual Interference of Aircraft Parts, Goodman, A & F. Thomas D, Effects of Wing Position and Fuselage Size on The Low-Speed Static and Rolling Stability Characteristics of A Delta-Wing Model, NACA, Report, 9. Jenn, A. A, Nelson, H. F. Effect of Wing Vertical Position on Lift for Supersonic Delta Wing Missile Configurations, American Institute of Aeronautics and Astronautics,988.. Prandtl. L, Effects of Varying The Relative Vertical Position of Wing and Fuselage, Gottingen Arodynamic Laboratory, 98. Volkov V. F, Mathematical Simulation of A Supersonic Flow Around Complex Objects. Influence of The Position of A Wing on The Gas Dynamic Characteristic of A Complex Object, Journal of Engineering Physics and Thermophysics, Vol. 79, No., 6. Thomas R. Yechout, Introduction to Aircraft Flight Mechanics: Performance, Static Stability, Dynamic Stability, and Classical Feedback Control, AIAA Education Series,