Разработка численного метода оптимизации параметров взлётно-посадочной механизации крыльев перспективных самолётов на основе нестационарных осреднённых. - презентация

1 Разработка численного метода оптимизации параметров взлётно-посадочной механизации крыльев перспективных самолётов на основе нестационарных осреднённых по Рейнольдсу уравнений Навье-Стокса Руководитель работы: к.т.н. А. Г. Румянцев

2 Введение 2 Задача оптимизации разбивается на две подзадачи: 1. Валидацию используемых методов расчёта применительно к задаче обтекания многоэлементного профиля и крыла. 2. Собственно задачу многопараметрической оптимизации. Особенности задачи оптимизации механизированных профилей: 1. Большое число варьируемых параметров (форма закрылка и основного профиля в местах их сопряжения, относительные размеры отклоняемых элементов, углы отклонения и расположение этих элементов относительно основной части профиля). 2. Обтекание крыла с отклонённой взлётно-посадочной механизацией носит сложный характер: сильное взаимное влияние элементов; во всём диапазоне углов атаки могут возникать отрывы на верхних поверхностях элементов, при этом отрывные зоны имеют развитый пространственный характер; числа Рейнольдса на элементах механизированного крыла заметно различаются. 3. Описание таких сложных течений возможно лишь на базе полных уравнений аэродинамики уравнений Навье-Стокса. В то же время современные методы расчёта осреднённых по Рейнольдсу уравнений Навье-Стокса с различными моделями турбулентности имеют определённые ограничения. Работа является продолжением цикла работ по теме «Механизация» выполненных в обеспечении Федеральной целевой программы «Развитие гражданской авиационной техники России на годы и на период до 2015 года». Локальный отрыв

3 Цели исследования 3 1. Обоснование выбора модели турбулентности: физически адекватно описывающей процессы, происходящие при обтекании механизированного профиля и крыла; с достаточной точностью рассчитывающих распределённые и интегральные аэродинамические нагрузки, особенно в области критических углов атаки и при наличии больших отрывных зон на элементах многозвенного профиля; 2.Совершенствование методов оптимизации формы и положения элементов многоэлементного профиля и крыла с использованием программных пакетов вычислительной аэродинамики (а именно, адаптация методов оптимизации применительно к данной задаче).

4 Анализ мирового уровня: методы расчёта 4 Методы расчёта обтекания механизированных профилей и крыльев: стационарные и нестационарные осреднённые по Рейнольдсу уравнения Навье-Стокса. Применяемые модели турбулентности: Spalart-Allmaras; Различные варианты модели k- (RNG, Relizable), k- SST shear stress transport, Menter (модель переноса касательных напряжений) EARSM Explicit algebraic Reynolds Stress Models (явная алгебраическая форма уравнения переноса Рейнольдсовых напряжений); SAS Scale-Adaptive Simulation; и др. (без и с учётом перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный)

5 Анализ мирового уровня: методы оптимизации 5 Методы оптимизации разбиваются на две категории: 1. Методы, использующие раздельное решение задачи обтекания и задачи оптимизации. В данном случае для обеих задач можно использовать различные решатели, методы и пакеты программ (включая программы с открытым кодом или собственной разработки). 2. Методы, использующие совместное решение задачи обтекания и задачи оптимизации Adjoint method (A. Jameson). (+) Наиболее совершенный метод, обладает максимальной сходимостью, но требует наличие собственного решателя и громоздких преобразований уравнений. (-) Для каждой модели турбулентности необходима модификация дополнительной (adjoint) системы уравнений.

6 Пути решения поставленной задачи 6 1. Проведение валидации нестационарных моделей турбулентности и моделей учитывающий ламинарно-турбулентный переход применительно к задаче обтекания механизированных отсеков крыльев (профилей) в широком диапазоне углов атаки и скоростей потока на базе сопоставления с экспериментальными данными, полученными при продувках в аэродинамических трубах. 2. Совершенствование методов оптимизации механизированных крыльев (профилей) при наличии большого числа параметров. Оптимизация формы поверхностей элементов механизации. Выбор способа перестроения сеток при проведении оптимизации.

7 Потребные ресурсы 7 Вычислительная техника для проведения расчётов. Высокопроизводительный кластер на TFLOPS. На данный момент имеется: несколько высокопроизводительных серверов с общей производительностью около 1-1,5 TFLOPS. доступ к кластеру ССКЦ в Академгородке. Экспериментальные работы. 1. Стенд для проведения испытаний отсеков крыльев в аэродинамической трубе Т-203 СибНИА. 2. Миниатюрные датчики давления. 3. Термоанемометрические датчики. 4. Различные методы визуализация обтекания.

8 Технологии 8 Программное обеспечение необходимое для проведения расчётов. 1. Пакеты программ ANSYS FLUENT v14 и NUMECA. 2. Среда программирования MICROSOFT VISUAL STUDIO, компилятор INTEL VISUAL FORTRAN, а также некоторые библиотеки и утилиты. Экспериментальные работы. Методика сопоставления расчётных и экспериментальных данных.

9 Основные этапы и сроки выполнения работ 9 1.Проведение расчётно-экспериментальных работ по валидации моделей турбулентности, учитывающих переход ламинарного пограничного слоя в турбулентный и нестационарных моделей турбулентности. 2.Совершенствование методики многопараметрической оптимизации применительно к профилям и отсекам многоэлементных крыльев. Разработка методики оптимизации поверхностей элементов этих крыльев. Разработка метода перестроения сеток в процессе оптимизации. 3.Совершенствование методики многопараметрической оптимизации применительно к проектированию механизированных крыльев перспективных ЛА. 2013г. 2014г. 2015г.

10 Ожидаемые результаты 10 1.Сокращение сроков проектирования механизации крыла в 3-4 раза. (в частности, уменьшения числа испытаний в аэродинамических трубах) 2.Уменьшение стоимости работ проектирования механизации крыла. 3.Повышение точности получаемых результатов в широком диапазоне режимов полёта, вплоть до критических углов атаки. Соответствие выбранной тематики Гос. программе «Развитие гражданской авиации» Результаты работы могут быть использованы при проведении работ по проектированию механизации крыльев пассажирских и транспортных самолётов: самолёта 2020; самолёта SSJ-NG; модификации самолёта МС-21; самолёта СДС; самолётов малой авиации.

11 11 Спасибо за внимание!

12 Исследуемые профили и экспериментальная установка. Распределение давления около профиля Безграничный поток Струя

13 Cy Выбор метода сопоставления расчёта и эксперимента Безграничный поток Ограниченный поток (струя)

14 Сопоставление расчёта и эксперимента M=0,12, Re= возникновение пузыря 2 - разрушение пузыря -12, ,7 C p min 1. Wenzinger C. J. Pressure distribution over an NACA airfoils with an NACA external airfoil flap. NACA Report, Bertelrud A. Transition Documentation on a Three-Element High-lift Conguration at High Reynolds Numbers // NASA/CR Omar E., Zierten T, Mabal A. Two-Dimensional Wind-Tunnel Tests Of A NASA Supercritical Airfoil With Various High-Lift Systems // NASA/CR

15 15 C po

16 CpoCpo CpoCpo Введение 16 На значительной части типов самолётов и особенно на современных транспортных и пассажирских воздушных судах применяется в основном щелевая механизация крыла. Оптимизация многоэлементных крыльев даже в простом случае (предкрылок и/или однощелевой закрылок) представляет большие трудности из-за большого числа варьируемых параметров (форма предкрылка, закрылка и основного профиля в местах их сопряжения, относительные размеры отклоняемых элементов, углы отклонения и расположение их относительно основной части профиля). Обтекание крыла с отклонённой взлётно-посадочной механизацией характеризуется следующими особенностями: на малых и умеренных углах атаки могут возникать отрывы на верхней поверхности закрылка; на больших углах атаки развиваются отрывы на гладких верхних поверхностях предкрылка и основного крыла; возможно образование и локальных отрывов (так называемых коротких или длинных пузырей), разрушение которых приводит к крупномасштабным срывам течения и, следовательно, к резкому падению несущих свойств; вязкие следы от элементов, расположенных вверх по потоку (предкрылка, основного профиля) и преобразующиеся в заторможенные зоны над закрылком, в значительной мере влияют на обтекание системы в целом; отрывные зоны на элементах механизированного крыла имеют развитый пространственный характер; числа Рейнольдса на элементах механизированного крыла значительно различаются. Всё это определяет повышенные требования к вычислительным моделям. Описание таких сложных течений возможно лишь на базе полных уравнений аэродинамики уравнений Навье-Стокса. В то же время современные методы расчёта осреднённых по Рейнольдсу уравнений Навье-Стокса с различными моделями турбулентности имеют определённые ограничения. В связи с этим задача оптимизации разбивается на две подзадачи: 1.Валидацию используемых методов расчёта применительно к задаче обтекания многоэлементного профиля и крыла. 2.Собственно задачу многопараметрической оптимизации.