Сравнительный анализ кинематических схем конвертоплана на базе URANS-моделирования

Введение

Рынок беспилотных летательных аппаратов (БПЛА) в настоящее время является одним из самых быстрорастущих в мире [1]. Этот рост во многом обусловлен способностью БПЛА решать широкий спектр задач, который раньше выполнялся пилотируемой авиацией или вручную. Существуют сценарии применения, когда от БПЛА требуется возможность взлета с неподготовленной поверхности при обеспечении большой дальности и скорости полета. Такие задачи решаются с помощью аппаратов преобразуемого типа, способных обеспечить вертикальный взлет/посадку. Они лишены ключевых недостатков вертолетной и самолетной схем: вертолетные системы обладают небольшой крейсерской скоростью, а для самолетных систем необходима взлетно-посадочная полоса. Эффективность создания подъемной силы при вертикальном взлете для таких аппаратов тесно связана с нагрузкой на диск винта (рис. 1).

Существуют различные варианты технической реализации и аэродинамической компоновки БПЛА вертикального взлета/посадки [2–4]. Наиболее перспективными в этом сегменте являются аппараты с поворотными движительными системами – конвертопланы, главная особенность которых состоит в изменении аэродинамической конфигурации: от вертолетного режима (оси движителей вертикальны) для взлета, посадки и полета на малых скоростях до самолетного режима (оси движителей горизонтальны) для крейсерского полета на высоких скоростях.

В зависимости от аэродинамической компоновки и ее технической реализации выделяют несколько подтипов конвертопланов: с поворотными винтами (рис. 2, а) или мотогондолами (рис. 2, б), с поворотным крылом (рис. 2, д, 2, е), смешанный тип с поворотной частью крыла вместе с винтами (рис. 2, в, 2, г). Конвертопланы с поворотными винтами или мотогондолами предполагают изменение вектора тяги за счет поворота отдельных винтомоторных групп при фиксированном положении крыла. Конвертопланы с поворотным крылом характеризуются синхронным поворотом всего крыла вместе с закрепленными на нем двигателями. Наибольшей популярностью у авиаконструкторов пользуется первый тип конвертопланов (рис. 3) благодаря относительной простоте механизации и наследованию принципов, отработанных на пилотируемых аппаратах, таких как V-22 Osprey.

Основной сложностью при проектировании конвертопланов являются переходные режимы, поскольку на этих этапах возникает комплекс проблем, связанных с кардинальным изменением аэродинамики, балансировки и управления.

Ключевой проблемой переходного режима конвертопланов является сложная и нестационарная картина обтекания, вызванная аэродинамической интерференцией. Возникает взаимное влияние воздушных винтов и корпуса летательного аппарата, что может приводить к потере эффективности управления, резкому снижению тяги винтов и возникновению опасных вибраций [5]. Поворот плоскости винта приводит к возникновению вихревых колец, срывных явлений на лопастях и значительным колебаниям нагрузки. Численное моделирование [6] демонстрирует, что эти эффекты носят ярко выраженный нестационарный характер и требуют высокоточной CFD-модели. При повороте крыла конвертоплана, из-за больших углов атаки возможен срыв потока [6, 7]. Для парирования этого явления крыло погружают в скос струи от несущих винтов при работе двигателей на повышенной мощности. Хотя этот метод эффективен для взлета, его применение на этапе захода на посадку становится контрпродуктивным и ведет к избыточному расходу энергии. Кроме того, наклоненное крыло подвергается прямому воздействию ветрового напора, что ухудшает управляемость при зависании в условиях порывистого ветра [8].

Непосредственное следствие описанных нестационарных аэродинамических явлений – трудности в обеспечении устойчивости и управляемости. В процессе трансформации летательного аппарата происходит изменение моментов инерции, появляется нелинейность динамических свойств [9][10], наблюдается изменение статической и динамической устойчивости БПЛА [11][12]. Поскольку переходный режим полета не является устойчивым, требуется разработка единой архитектуры системы управления, способной эффективно функционировать во всех режимах полета [13–15].

Перечисленные проблемы накладывают отпечаток и на конструкцию аппарата. Размещение тяжелых винтов на концах крыла ограничивает его удлинение, что негативно сказывается на аэродинамическом качестве. Конструктивно поворот винтов требует меньшей прочности опорных точек по сравнению с поворотом крыла, где поворотный механизм должен быть рассчитан на нагрузки от всего крыла [4]. Использование единой силовой установки для реализации как вертолетного, так и самолетного режимов полета приводит к повышению удельного расхода топлива и снижению общей энергоэффективности аппарата [16], большие по площади винты приводят к значительным ограничениям в крейсерской скорости полета и высокому расходу топлива [17].

Таким образом, при проектировании летательного аппарата типа конвертоплан одной из актуальных задач является определение аэродинамических характеристик на переходном режиме. Целью настоящей работы является сравнительный анализ аэродинамических характеристик двух компоновочных решений конвертоплана на переходном режиме полета с помощью средств вычислительной аэродинамики.

Объект исследования

В качестве прототипа летательного аппарата рассматривается конвертоплан Eagle Eye (рис. 4), основные геометрические параметры которого представлены в табл. 1.

Для проведения численного моделирования разработана модель (рис. 5) компоновки конвертоплана. Фюзеляж летательного аппарата выполнен в виде набора эллиптических сечений. Длина фюзеляжа составила L = 2 м, высота – h = 0,4 м (рис. 6).

Крыло конвертоплана построено на базе аэродинамического профиля GOE 434, имеет прямоугольную форму в плане. Угол установки крыла по отношению к строительной горизонтали летательного аппарата 5°. Основные геометрические параметры модели представлены в табл. 2. В качестве движителей используются поворотные винты типа КП2, разработанные в научно-иссле­дова­тельской лаборатории № 1 КНИТУ‑КАИ. В рамках данного исследования угол установки лопастей выбран равным 16°, так как при этом наблюдается максимальный относительный коэффициент полезного действия винта.

На базе одной геометрической модели рассматривается два варианта трансформации летательного аппарата: с поворотным крылом (рис. 7–9) и с неподвижным крылом (рис. 10–12). На крейсерском режиме обе кинематические схемы имеют одинаковую конфигурацию (рис. 13). При реализации различных кинематических схем возникает разная картина аэродинамической интерференции. Оценка аэродинамической интерференции выполнена с помощью численного моделирования для ряда углов поворота винта: α_винта 0, 30, 60, 90°.

Математическая модель

Численное моделирование обтекания компоновки проводится на базе решения осредненных по Рейнольдсу уравнений Навье – Стокса в программном комплексе Ansys Fluent в нестационарной постановке (URANS). Для замыкания системы уравнений использовалась модель турбулентности Спаларта – Аллмараса. Модель турбулентности выбрана ввиду наименьших требований к вычислительным ресурсам. Решение уравнений строилось с использованием метода конечных объемов.

На первом этапе выполнено численное и физическое моделирование изолированного винта на режиме осевого обтекания. Физическое моделирование проведено в аэродинамической трубе Т1-К. Экспериментальная модель винта имеет диаметр 0,9 м, частота вращения винта составляла 1 800 об/мин. Измерение тяги и крутящего момента осуществлялось тензометрическим методом. Эксперимент выполнен для ряда углов установки лопастей в диапазоне от 8 до 20° с шагом 4°. Численное моделирование выполнено в стационарной постановке для одной лопасти с применением граничного условия периодичности. Для расчетов построена многоблочная гексагональная сетка, содержащая порядка 6 млн ячеек. Результаты численного и физического моделирования представлены на рис. 14.

Из представленных данных следует, что результаты численного моделирования хорошо согласуются с экспериментом.

Внешняя расчетная область представляет собой капсулу, состоящую из цилиндрической части длиной L = 7 м, диаметром d = 6 м и двух полусфер диаметром d = 6 м (рис. 15).

Для моделирования вращательного движения винта выделена цилиндрическая область (рис. 16), содержащая геометрию обтекателя и четырех лопастей.

С учетом того что расчеты выполнены без скольжения, рассматривалось обтекание полумодели с применением граничного условия симметрии.

Дискретизация пространства осуществлялась с помощью тетра-сетки. Максимальный размер ячейки во всей области не превышал 0,5 м. К поверхности летательного аппарата и к области вращения винта выполнено сгущение сетки до размера 0,01 м. В области передней кромки крыла выполнено сгущение до величины 0,001 м, а в области задней кромки крыла сетка измельчается до величины 0,0005 м. Аналогичное сгущение применено на хвостовом оперении летательного аппарата. Распределение ячеек в плоскости симметрии летательного аппарата представлено на рис. 17.

Для подвижной области с воздушным винтом максимальный размер ячейки составляет не более 0,02 м. Вдоль границ вращающейся области размеры ячеек не более 0,01 м. Около передней кромки каждой лопасти назначены области повышенной плотности ячеек с размером не более 0,0005 м (рис. 18). На поверхности лопасти (рис. 19) выполнено измельчение сетки в области задней кромки и в концевой части лопасти до размера 0,0005 м.

Расчетная сетка состоит из 7,9 млн элементов в области воздушного винта и 2,6 млн элементов в неподвижной области. Суммарное количество элементов составило 10,5 млн.

На границе вращающейся области используется условие interface. На всех поверхностях модели используется граничное условие типа твердой стенки без проскальзывания. На передней полусфере и цилиндрической поверхности внешней области задается граничное условие входа скорости (Velocity inlet). На задней полусфере устанавливается давление невозмущенного потока (Pressure outlet).

Тип решателя Pressure-Based. Отношение турбулентной вязкости 10 % (Turbulent Viscosity Ratio). Метод сопряженного решения по давлению и скорости (Coupled). Используется схема аппроксимации второго порядка. Шаг по времени соответствует углу поворота винта по азимуту на ψ = 6°. Внутри каждого шага по времени проводится 20 итераций.

Расчеты проводились до обеспечения сходимости, которое устанавливалось после
6–8 оборотов воздушного винта. После установления сходимости проводилась оценка аэродинамического сопротивления и подъемной силы летательного аппарата. На основании полученных данных выполнялась корректировка скорости полета и частоты вращения винта для каждой конфигурации для обеспечения условия равномерного горизонтального полета (равенство нулю суммы сил, действующих на летательный аппарат). Вес летательного аппарата задан равным 200 Н. После завершения итерационного процесса выполнена оценка крутящего момента и потребной мощности на валу винта. Расчеты выполнены с использованием сервера Dell PowerEdge R440 с общим числом вычислительных ядер 32 типа Intel Xeon Gold.

Результаты исследования

В результате выполнения численного моделирования получены интегральные аэродинамические характеристики летательного аппарата на различных стадиях переходного режима полета. Полученные результаты для двух рассмотренных моделей конвертоплана представлены в графическом виде на рис. 20–23.

Обсуждение результатов

Из полученных данных следует, что потребная частота вращения винта в обоих конфигурациях приблизительно одинакова, но наблюдается отличие при угле установки винта α_винта = 60° (рис. 20). На данном режиме в случае неподвижного крыла потребная частота вращения винта выше, чем для случая с поворотным крылом.

Скорость полета летательного аппарата с неподвижным крылом значительно выше на всем переходном диапазоне изменения углов атаки воздушного винта (рис. 21). Причиной такого поведения является уменьшенное аэродинамическое сопротивление корпуса летательного аппарата за счет малого угла атаки крыла.

На режиме взлета (α_винта = 0°) для конфигурации с поворотным крылом потребный крутящий момент и потребная мощность винта несколько ниже, чем для конфигурации с неподвижным крылом. Такое отличие обусловлено сопротивлением крыла. На переходных режимах крутящий момент немонотонно зависит от угла поворота крыла (рис. 22).

На рис. 23 видно, что компоновка с поворотным крылом требует большего крутящего момента при угле поворота 30°. При этом скорость полета существенно ниже (10 м/с) по сравнению с аналогичным показателем для компоновки с неподвижным крылом (22 м/с).

Из анализа данных, представленных на рис. 24, следует, что компоновка с неподвижным крылом обладает лучшим отношением потребной мощности к скорости полета летательного аппарата по сравнению с конфигурацией с подвижным крылом на переходном режиме полета.

Таким образом, в настоящей работе рассмотрено обтекание компоновки конвертоплана в двух конфигурациях: с поворотным и неподвижным крылом. При выходе на режим горизонтального полета по-самолетному обе конфигурации идентичны. На режиме вертикального взлета и посадки отличия незначительны. На переходных режимах конфигурация с неподвижным крылом показала лучшие характеристики по сравнению с поворотным крылом.

В настоящей работе рассмотрена упрощенная постановка моделирования без учета циклического шага винта, отклонения руля высоты, динамики переходного процесса. Полученные данные следует рассматривать с точки зрения качественного сопоставления компоновочных решений.