Home > Ogólne, Projekty, Technika > Analiza przepływowa samolotu Midget Mustang

Analiza przepływowa samolotu Midget Mustang

Wrzesień 3rd, 2011 Zostaw komentarz Idź do komentarzy

Projekt zrealizowany w ramach pracy dyplomowej inżynierskiej pod tym tytułem „Analiza przepływowa samolotu  „Midget Mustang”.

Cele

Zakres pracy obejmował następujące zagadnienia:

- stworzenie modeli CAD 2D/3D

- przygotowanie i dyskretyzacja obszaru obliczeniowego

- wykonanie obliczeń

- ocena rezultatów przeprowadzonych analiz

- wprowadzenie modyfikacji oraz porównanie wyników tych zmian w odniesieniu do oryginału

Obiekt badań

Samolot Midget Mustang jest jednomiejscowym, jednosilnikowym dolnopłatem konstrukcji aluminiowej, zaprojektowanym przez Davida Longa w 1948 roku. Na przestrzeni lat przeszedł szereg modyfikacji między innymi, zmiany mocowania podwozia, osłony silnika oraz kabiny. Oprócz zmian wprowadzanych przez kolejnych właścicieli praw do produkcji samolotu/planów, modyfikacje były także wprowadzane przez użytkowników. Do najczęstszych należało stosowanie mocniejszych silników, aż do mocy 200KM, wobec oryginalnie zastosowanego silnika o mocy 85KM, poprzez zmiany ingerujące, także w konstrukcje samolotu, jak choćby zastosowanie składanego podwozia. Samolot ten, stał się także inspiracją dla wielu podobnych konstrukcji, jak choćby Mustang II, Nexus Mustang, czy też Polen Special.

Dyskretyzacja obszaru obliczeniowego

Przed przystąpieniem do obliczeń numerycznych, należało przeprowadzić dyskretyzacje obszaru obliczeniowego. W tym celu w pierwszej kolejności stworzono przy pomocy programu Solidworks geometrie, odpowiednio były to profile skrzydła w 2D, skrzydła w 3D oraz samoloty w 3D. Następnie tak wygenerowaną geometrie wyeksportowano w formacie STEP do programu Gambit. W programie Gambit przeprowadzono dyskretyzacje obszaru obliczeniowego, w trzech zasadniczych etapach: stworzenie siatki elementów skończonych na powierzchniach, generacja warstwy przyściennej oraz dyskretyzacja objętości domeny. Siatki elementów skończonych, które generowano, były siatkami niestrukturalnym lepkimi. W zależności od rodzaju siatek, ilość elementów skończonych zawierała się w przedziale od 100 tys. do ponad 4 mln. Podczas analiz wygenerowano 27 siatek elementów skończonych, które posłużyły do wykonania 162 obliczeń. W obliczeniach korzystano głównie z modelu obliczeniowego k-omega SST, parametr y+ zawierał się w granicach 1-2 dla obliczeń 2D, 2-5 dla obliczeń 3D skrzydeł oraz 30-300 dla obliczeń 3D samolotów.

Obliczenia numeryczne

W pierwszej kolejności analizowano zastosowanie skręcenia geometrycznego skrzydła, w odniesieniu do miejsca inicjacji przeciągnięcia. W tym celu przeprowadzono zarówno obliczenia 2D jak i w 3D.

Podczas obliczeń 2D porównywano m.in. przebiegi zależności cl/AOA, przy zastosowaniu skręcenia geometrycznego, jak i jego braku. Następnie wykonane zostały obliczenia w 3D. W ich trakcie badano także wpływ zastosowanego skręcenia na miejsce inicjacji przeciągnięcia, na podstawie m.in. rozkładu ciśnienia oraz intensywności turbulencji.

W kolejnym etapie przeprowadzono obliczenia samolotu w rożnych fazach lotu. W pierwszej kolejności przeprowadzone zostały analizy dla lotu poziomego z prędkością przelotową, na tym etapie badano rozkłady ciśnień. Zwracano szczególnie uwagę na gradienty ciśnień, które mogłyby sugerować wystąpienie lokalnych zaburzeń przepływu, a co za tym idzie wzrost oporów w danym obszarze.

W ostatnim etapie analizowano samolot w konfiguracji podejścia do lądowania, zarówno z klapami jak i bez. Główny nacisk podczas tych analiz był położony na badanie potencjalnego wpływu zaburzeń wywołanych przez skrzydło znajdujące się na dużym kącie natarcia, zarówno z klapami jak i bez, na znajdujący się w tylnej części samolotu statecznik poziomy.

Podsumowując tą część analiz stwierdzono, iż samolot został zaprojektowany poprawnie ze względu na aerodynamikę. Nie ma niebezpieczeństwa inicjacji przeciągnięcia wcześniej na końcówce skrzydła, niż na jego nasadzie,  nie ma także negatywnego wpływu turbulencji generowanych przez skrzydło na statecznik poziomy podczas podejścia do lądowania.

Modyfikacje

Po przeprowadzeniu analiz samolotu wprowadzono kilka poprawek do jego konstrukcji.  Następnie przeprowadzono analizy, których celem było zbadanie wpływu wprowadzonych zmian na własności lotne samolotu.

Modyfikacja skrzydła

Pierwsza z zaproponowanych modyfikacji polegała na zastosowaniu czterech nowych skrzydeł, a mianowicie:

- GA37A212-210 (ze skręceniem geometrycznym)

- GA37A212 (bez skręcenia)

- GA37A212-GA35A215 (ze skręceniem aerodynamicznym)

- NACA747A315 ( o zwiększonym wydłużeniu)

Po przeprowadzeniu analiz porównawczych przedstawionych skrzydeł stwierdzono, iż każda z zaproponowanych wersji cechowała się lepszymi własnościami, niż wersja oryginalna.  Szczególnie dobre rezultaty uzyskano dla wersji ze skręceniem aerodynamicznym, widoczne jest to m.in. w korzystniejszym rozkładzie CL/AOA, a także przy porównaniu rozkładów ciśnień na skrzydle w stosunku do skrzydła oryginalnego, dla tego samego kąta natarcia.

Poprawa widoczności

Podczas analizy widoczności w programie Catia stwierdzono, iż pole widzenia z kokpitu analizowanego samolotu w momencie kołowania jest niewystarczające. Takie ograniczenie widoczność podczas kołowania, wpływa niewątpliwie na bezpieczeństwo, jak i komfort pilota. Z tego powodu ostatnia z zaproponowanych modyfikacji polegała na zwiększeniu pola widzenia dla pilota. Kolejne wersje modyfikacji testowano według tego samego schematu.

Każda z zaproponowanych modyfikacji wpłynęła na poprawę pola widzenia pilota. Najkorzystniejsze rezultaty w poprawie widoczności na wprost, osiągnięto dla modyfikacji polegającej na zmianie podwozia na podwozie trójkołowe. Warto odnotować, iż na tym etapie uzyskano jedynie poprawę w momencie kołowania, natomiast nie uzyskano poprawy widoczności podczas lotu samolotu. Podczas kolejnych modyfikacji poprawę pola widzenia uzyskiwano poprzez obniżenie przedniej części kadłuba. Z uwagi na znajdujący się zbiornik paliwa między pilotem a silnikiem, należało poszerzyć kadłub aby zbilansować zmniejszenie pojemności zbiornika paliwa. Najbardziej radykalne zmiany wprowadzono w wersji trzeciej modyfikacji. Dalsze obniżenie przedniej części kadłuba wymusiło znaczne jego poszerzenie, a to z kolei skutkowało koniecznością przesunięcia skrzydeł na zewnątrz, aby zachować ich oryginalną powierzchnię nośną.  Poprawa widoczności jaką osiągnięto na tym etapie, nie była aż tak znaczącą jak dla modyfikacji polegającej na zmianie podwozia na trójkołowe, w kwestii widoczności w przód podczas kołowania. Natomiast uzyskano znaczącą poprawę w polu widzenia na boki, zarówno podczas kołowania, jak i lotu samolotu.

Dla każdej z zaproponowanych modyfikacji przeprowadzono dodatkowo analizy CFD, podczas których analizowano potencjalny wpływ zaproponowanych modyfikacji na rozkład ciśnienia oraz ewentualne zaburzenia wokół samolotu.

Po przeprowadzeniu analiz CFD dla modyfikowanych wersji samolotu, nie stwierdzono pojawienia się zaburzeń w opływie.  Natomiast odnotowano pewne różnice w wartości oporu dla poszczególnych modyfikacji, przy czym największy wzrost wystąpił dla 3 wersji modyfikacji.

Autor pracy:

Sebastian Maciejewski

  1. Brak komentarzy
  1. Brak jeszcze trackbacków