Gas dynamic analysis of a convertoplan UAV in a loaded state using a CFD system

Full Text

Введение

БПЛА тандемной схемы типа конвертоплан (далее БПЛА) был разработан, изготовлен и испытан в рамках работы, выполненной при поддержке Министерства науки и высшего образования Российской Федерации (проект № FZGM-2025-0002).

Разрабатываемый БПЛА [1] имеет тандемную аэродинамическую схему, которая предусматривает наличие двух крыльев (переднего и заднего), расположенных одно за другим на некотором расстоянии вдоль фюзеляжа. Оба крыла — прямоугольные с прямой передней кромкой, имеют одинаковый аэродинамический профиль и его хорду. Крылья отличаются размахом и, соответственно, площадью. Переднее крыло имеет меньший размах, его площадь — 0,1853067м², заднее крыло большего размаха, площадью 0,3706133м². Крылья имеют двояковыпуклый несимметричный профиль РII-14 %.

Полет БПЛА может быть осуществлен в двух режимах:

— подъемный вертикальный режим (вертолетный) для осуществления взлета и посадки;

— горизонтальный режим (самолетный) для реализации крейсерского, гораздо более экономичного полета за счет аэродинамической подъемной силы, которая создается планером БПЛА (крыльями и несущим фюзеляжем).

Вертолетный полет реализуется за счет тяги, создаваемой вращающимся «крылом», в качестве которого выступает несущий винт. Этот режим полета является крайне неэкономичным, но очень удобным, т.к. не требует наличия специально подготовленной наземной инфраструктуры в виде взлетно-посадочных полос, что делает такой летательный аппарат малотребовательным к наземным площадкам. Неэкономичность вертолетного режима полета объясняется необходимостью создания тяги воздушного винта, превышающей массу летательного аппарата. Отношение максимальной тяги к силе тяжести, действующей на летательный аппарат, называется коэффициентом его тяговооружённости. Для вертолета этот коэффициент должен принимать значения в диапазоне 1,2 - 2,5. Чем выше значение коэффициента, тем лучше маневренность вертолета. Но это, безусловно, требует больших затрат энергии.

Коэффициент тяговооруженности самолета имеет гораздо меньшие значения, которые укладываются в диапазон 0,2 – 1,3. Этот факт объясняется наличием подъемной силы неподвижного крыла. Потребная тяга силовой установки самолета определяется из отношения его взлетного веса к его аэродинамическому качеству. Поэтому самолетный режим является энергетически более экономичным.

В создаваемом БПЛА используются вертикальный подъем для удобства эксплуатации с неподготовленных площадок в полевых условиях и самолетный крейсерский режим с целью экономии энергии аккумуляторных батарей, предназначенных для питания электрической силовой установки, состоящей из шести подъемных и четырех из них маршевых поворотных двигателей на специальных мотогондолах с аэродинамическими обтекателями (рис. 1). Поворот винтомоторных групп осуществляется при помощи сервоприводов.

Газодинамический расчет вертикального движения БПЛА не представляет интереса, вследствие того, что общая сила тяги шести двигателей, работающих на подъем БПЛА составляет 72 кгс (по 12 кгс каждая), что при взлетной силе веса БПЛА 35 кгс дает коэффициент тяговооруженности 2,06 [2]. Такое его значение вполне достаточно для подъема БПЛА на высоту до 100 м и перевода его в горизонтальный (самолетный) полет [3-4]. Далее в горизонтальном полете максимальная сила тяги уменьшается на 1/3, т.к. отключаются два подъемных двигателя, и составляет 48 кгс.

Этот режим полета представляет наибольший интерес, т.к. характеризует несущие способности аэродинамической схемы планера БПЛА.

Целью проведения электронных аэродинамических продувок БПЛА в самолетном режиме полета являлось получение аэродинамических характеристик в соответствии с заданными условиями и режимами полета.

Проведены электронные аэродинамические продувки БПЛА в снаряженном состоянии, т.е. с находящимися на его верхней поверхности двумя квадрокоптерами с диаметрами винтов 254 мм и силой веса до 5,5 кгс каждый.  Получены результаты в виде полей распределения скорости обтекающего потока и давления. Определены значения подъемной силы и силы лобового сопротивления БПЛА для различных углов атаки.

а)

б)

Рис. 1. Положение оси винтомоторной группы в разных режимах полета БПЛА (воздушный винт условно не показан): а - режим взлет- посадка (90°), б - полетное положение

При моделировании основных параметров конструкции применялась система аэродинамического расчета Ansys с модулем FluidSimulation. Аэродинамическая продувка, проводилась с помощью программного продукта AnsysFluidFlow (Fluent). ANSYS Fluent — программный комплекс CFD позволяет проводить решение задач численного трехмерного моделирования движения потоков и процессов турбулентности.

Исходными данными для проведения электронных аэродинамических продувок являлись:

• расчетные углы атаки БПЛА: -3, -2, 0, 2, 4, 8, 10, 12, 14, 16, 17, 17,5, 18;
• расчетная максимальная скорость полета БПЛА на уровне моря в снаряженном состоянии– 90 км/ч (25 м/с);
• плотность воздуха: 1,2255 кг/м³;
• тип расчетной сетки – адаптивная;
• величина расчетной ячейки: максимальная – 25 мм, минимальная - 0,043 мм;
• тип модели вязкости газа– Spalart
• Allmaras.

В ходе газодинамического моделирования получены результаты для указанных углов атаки в виде:

• полей распределения скорости потока;
• картин обтекания аппарата в виде потока множества струй;
• полей распределения статического, динамического, полного и абсолютного давления;
• значений подъемной силы и силы лобового сопротивления.

Исследуются следующие параметры потока, обтекающего конвертоплан.

Статическое давление — давление на поверхность, параллельную движению потока со стороны потока. С увеличением скорости потока, в соответствии с законом Бернулли, его статическое давление должно уменьшаться.

Динамическое давление — это дополнительное давление, которое оказывает поток в направлении своего перемещения за счет собственной скорости (скоростной напор). С увеличением скорости потока, его динамическое давление (также по закону Бернулли) должно увеличиваться.

Полное давление — это сумма статического и динамического давления потока, которое вдоль линии тока остается неизменным без учета потерь.

Абсолютное давление – это истинное давление потока (с учетом атмосферного), отсчитываемое от абсолютного нуля давления ─ абсолютного вакуума.

Результат газодинамического анализа

 На рис. 2 представлена электронная модель БПЛА с расположенными на ее верхней поверхности беспилотными квадрокоптерами и условным объемом воздуха для аэродинамической продувки.

На рис. 3 приведена расчетная сетка продуваемого объема воздуха. В процессе подготовки электронных продувок была задана модель вязкости газа и скорость набегающего потока. Параметры расчетной сетки: максимальная величина элемента — 40 мм, средняя величина элемента — 20 мм, минимальный размер ребра элемента — 0,48172 мм.

Рис. 2. Модель БПЛА с расчетным объемом воздуха

Рис. 3. Расчетная сетка продуваемого объема воздуха

Результаты электронных продувок БПЛА в виде цветовых диаграмм полей распределения давления и скорости показаны для угла атаки (8⁰) на рис. 4-9.

Рис. 4. Статическое давление

На рис. 4 показано статическое давление, оказываемое воздухом на поверхность БПЛА. На нижней поверхности крыла и фюзеляжа наблюдается область повышенного давления, окрашенная в оранжевый цвет (это особенно хорошо видно на отражённой части в нижней части рисунка). На верхней поверхности крыла видна область пониженного давления, окрашенная в зелёный цвет. Разница давлений между нижней и верхней поверхностями свидетельствует о возникновении подъёмной силы на крыльях БПЛА.

Однако наличие значительного лобового сопротивления, вызванного креплением двух квадрокоптеров, расположенных на верхней части фюзеляжа (что видно по жёлто-оранжевой области), указывает на зону торможения потока. Эта зона будет препятствовать набору скорости.

Рис. 5. Динамическое давление

На рис. 5 показано влияние динамического давления на БПЛА. Поскольку динамическое давление прямо пропорционально квадрату скорости, цвета на диаграмме напрямую показывают, где поток движется быстрее, а где медленнее. Яркие цвета (красный, желтый, зеленый) — зоны высокой скорости и, следовательно, высокой кинетической энергии потока. Темные цвета (синий, голубой) — зоны низкой скорости потока. На верхней поверхности крыла при угле атаки 8° ожидаемо видна зона высокого динамического давления (зеленые тона). Это подтверждает, что воздух здесь ускоряется, огибая профиль, что является причиной падения статического давления и создания подъемной силы. Зоны высокого динамического давления являются критическими с точки зрения прочности конструкции [5]. Эти области испытывают наибольшие аэродинамические нагрузки. Статическое и динамическое давление напрямую связаны между собой через уравнение Бернулли. Там, где поток ускоряется и динамическое давление высокое (рис. 5 — яркие цвета), статическое давление становится низким (рис. 4 — зеленые зоны), и наоборот.

Квадрокоптеры на верхней части фюзеляжа, которые создавали зону высокого давления на рис. 4, на данной диаграмме создают зону низкого динамического давления (синий цвет). Это явный признак аэродинамической «тени», завихрений и торможения потока, что подтверждает вывод о значительном лобовом сопротивлении.

Рис. 6. Полное давление

Данная цветовая диаграмма отображает распределение полного (или торможения) давления вокруг поверхности БПЛА. Полное давление — это сумма статического и динамического давлений. Оно представляет собой полную энергию потока: потенциальную (статическое давление) и кинетическую (динамическое давление). Коричневые, красные, оранжевые области характеризуют высокую полную энергия потока. Это характерно для невозмущенного набегающего потока, который еще не растратил свою энергию на преодоление сопротивления. Холодные цвета — области, где полная энергия потока значительно снижена. Это прямые указатели на потери энергии. Из рис. 6 видно, что потери энергии на поверхности БПЛА малы, что говорит о плавном и безотрывном обтекании потока воздуха. Потери наблюдаются только в зонах где  размещены квадрокоптеры, которые  прямо указывают на основные источники аэродинамического сопротивления.

Рис. 7. Полное давление в среднем сечении

На данном рисунке показана визуализация распределения полного давления не на поверхности модели, а в плоском продольном сечении, проходящем через БПЛА. Резкий переход из красной области в желто-зеленую на передней кромки крыла и в нижней центральной части (область расположения аккумуляторных батарей) говорит о зоне, которая создает дополнительное сопротивление, забирающее энергию  из потока. Продувка в данном сечении позволила увидеть скрытые потери полного давления, которые не были видны при поверхностном обтекании.

Рис. 8. Поле скорости на поверхности БПЛА

Рис. 8 показывает скорость потока непосредственно у поверхности БПЛА. Яркие зоны (красные, желтые) указывают на поток движущийся с высокой скоростью. Это указывает на тонкий пограничный слой и ламинарное течение. Темные цвета (синий, голубой) — зоны низкой скорости у поверхности. Это характерно для толстого пограничного слоя, областей отрыва потока или зон с высоким трением, где поток сильно замедлен. Контраст между высокой скоростью на верхней поверхности крыла (красные/желтые тона) и относительно низкой на нижней (синие, зеленые тона — это особенно хорошо видно на отражённой части в нижней части рисунка) наглядно демонстрирует работу крыла по созданию подъемной силы. На рисунке хорошо видны зоны сильного замедления потока и завихрений перед и за квадрокоптерами на фюзеляже, что подтверждает их роль как основных источников сопротивления.

Рис. 9. Поле скорости в среднем сечении БПЛА

Рис. 9 показывает структуру потока в объеме, раскрывая аэродинамические явления, которые невозможно увидеть на поверхностной карте. Это самый наглядный рисунок, показывающий, как весь БПЛА в целом ведет себя в набегающем потоке, ускоряя его над крылом (небольшая желтая область), создавая зоны застоя (синяя область перед аккумуляторными батареями) и мощные вихревые структуры позади себя. Это объемная синяя область снизу фюзеляжа, позади аккумуляторных батарей. Так же видна форма и протяженность спутной струи — широкого следа замедленного воздуха (голубая струя) за всем БПЛА и за непосредственно расположенными сверху квадрокоптерами, которая является прямым следствием лобового сопротивления как самого БПЛА, так и квадрокоптеров сверху.

Окончательный результат газодинамического анализа с применением САЕ – системы (системы инженерного анализа) сведен к определению подъемной силы и силы лобового сопротивления после нахождения соответствующих коэффициентов, которые в конечном итоге позволят определить аэродинамическое качество летательного аппарата и потребную силу тяги силовой установки для совершения горизонтального полета.

Как показывает практика, для подтверждения электронных результатов инженерного анализа следует проводить контрольный аналитический расчет аэродинамических параметров по известным классическим методикам. Наша рабочая группа также пошла по пути контроля электронных расчетов. Были получены результаты для некоторых углов атаки с отклонениями результатов определения подъемной силы и силы лобового сопротивления в диапазоне 5-7 %. Для меньших углов атаки погрешность была меньше, для больших несколько возрастала. Далее в табл. 1 приведены усредненные значения указанных аэродинамических параметров по углам атаки.

Таблица 1. Усредненные значения указанных аэродинамических параметров по углам атаки

Угол атаки, град Коэффициент подъемной силы, Сya Подъемная сила, Н Коэффициент лобового сопротивления, Сxa Лобовое сопротивление, Н -3 0,00 0,00 1,82 427,69 -2 0,17 52,32 1,82 427,85 0 0,51 156,97 1,83 429,17 2 0,85 261,61 1,84 431,96 4 1,19 366,26 1,86 436,19 6 1,52 470,90 1,88 441,97 8 1,86 575,54 1,92 450,05 10 2,20 680,19 1,96 460,86 12 2,54 784,83 2,00 471,08 14 2,88 889,48 2,05 482,59 16 3,22 994,12 2,11 496,57 17 3,39 1046,44 2,14 504,05 18,5 3,57 1103,33 2,24 526,39 20 3,54 1094,06 2,29 538,14

По данным таблицы был построен график поляры БПЛА (рис. 10).

Аэродинамическое качество вычисляется по известному отношению коэффициента подъемной силы С_ya к коэффициенту лобового сопротивления С_xa.

         К = С_ya / С_xa.                            (1)

Рис. 10. Поляра БПЛА

Максимальное аэродинамическое качество БПЛА достигается при угле атаки 17,5º (рис. 10) и принимает значение 1,6.

Малое значение аэродинамического качества связано с достаточно большим значением коэффициента лобового сопротивления С_xa, который вызывается, в первую очередь, неоптимизированной конструкцией БПЛА в снаряженном состоянии. Снаряженное состояние, как было отмечено ранее, учитывает наличие полезной нагрузки в виде двух квадрокоптеров, закрепленных на верхней поверхности фюзеляжа. Как известно, лобовое сопротивление складывается из нескольких составляющих: профильного (давления и трения), индуктивного и волнового. На небольших скоростях полета (до 450 км/ч) волновое сопротивление во внимание не берется, два остальных же были учтены. Бо'льшее влияние на суммарный коэффициент лобового сопротивления БПЛА оказал коэффициент минимального лобового сопротивления при нулевой подъемной силе, который в рассматриваемом БПЛА и будет являться профильным. Этот коэффициент составил 1,82.  Дальнейший прирост суммарного коэффициента лобового сопротивления был вызван увеличением индуктивного сопротивления, которое растет с увеличением угла атаки полета БПЛА. Индуктивное сопротивление будет складываться от двух крыльев, поэтому его общее значение также достаточно велико.

Потребная сила тяги силовой установки может быть определена как отношение взлетной силы веса БПЛА к его максимальному аэродинамическому качеству по формуле

Р_потр = G_взл / К_max.                         (2)

Подставляя известные значения, и выражая силу тяги в килограммах силы, можно получить Р_потр = 21,875 кгс. Располагаемая сила тяги Р_расп = 48 кгс, показывает запас по тяге в 2,2 раза, т.е. ее будет вполне достаточно для совершения горизонтального полета по самолетному. После схода полезной нагрузки (квадрокоптеров) коэффициент лобового сопротивления (С_xa) уменьшится до значения 0,48, что приведет к повышению аэродинамического качества до 7,2 и уменьшит потребную силу тяги до значения 4,9 кгс. Запас по силе тяги возрастет до 9,8 раз, что приведет к снижению потребной частоты вращения двигателей силовой установки, уменьшению расхода энергии электрических батарей и увеличению времени полета. Это обстоятельство сделает вполне вероятным ведение режима барражирования в определенной зоне с целью ретрансляции управляющего сигнала вплоть до момента выполнения полезной нагрузкой полетного задания. После этого БПЛА сможет вернуться в исходную точку старта.

 Заключение

 Проведенный аэродинамический анализ показывает состоятельность разработанной компоновочной схемы БПЛА. Несмотря на ее невысокое аэродинамическое качество в снаряженном состоянии, избыток силы тяги силовой установки в 2,2 раза позволит выполнить задачу доставки полезной нагрузки на расстояние не менее 25 км, до точки ее «схода». Расчетное время полета до «схода» полезной нагрузки, не более 20 минут. Прогнозируемое время нахождения БПЛА в воздухе, не менее 60 минут.

Как было отмечено в предыдущих публикациях, модельный образец БПЛА вертикального взлета и посадки типа конвертоплан прошел наземные контрольно-настроечные и летные испытания в режиме вертикального подъема. Для реализации летных испытаний в режиме горизонтального полета и подтверждения газодинамического анализа, приведенного в настоящей статье, разработано полетное задание, на основании которого будут проведены указанные испытания. Их результаты будут освещены в следующих публикациях.

________________________________

© Некравцев Е.Н., Сафонов К.С., 2025

About the authors

Evgeny N. Nekravtsev

Voronezh State Technical University

Email: kafedra_ss@bk.ru

Associate Professor, Cand. Sc. (Technical), Head of the Department of Aircraft Engineering

Russian Federation, 84 20-letiya Oktyabrya str., Voronezh 394006, Russia

Kirill S. Safonov

Voronezh State Technical University

Author for correspondence.
Email: safonov-kirik@mail.ru

Cand. Sc. (Technical), Associate Professor Department of Aircraft Engineering

Russian Federation, 84 20-letiya Oktyabrya str., Voronezh 394006, Russia

References

Supplementary files