книги / Моделирование влияния вибраций на обледенение конструкции на базе малогабаритной климатической трубы и высокопроизводительного вычислительного комплекса ПНИПУ
..pdf
б
Рис. 15. График изменения температуры на внешней поверхности крыла с учетом ледяного нароста от Y-координаты профиля при:
а – Vг = 129 м/с; б – Vг = 150 м/с
51
Также при повышении скорости невозмущенного потока наблюдается увеличение температур на стенках необледеневшего профиля (–7,2; –5,2; –2,5 °C соответственно).
Можно отметить, что при возрастании скорости потока увеличивается объем остроконечных выступов и впадин в зоне 1. При Vг = 110 м/с для этого участка был характерен равномерный, подобный форме профиля нарост льда.
Для оценки влияния ледяных наростов на газодинамические параметры вблизи профиля крыла при различных скоростях потока в прил., рис. П.1–П.3, представлены поля распределения скорости потока, полного и статического давлений вблизи профиля.
Анализ полей скорости показал качественно схожую картину обтекания профиля потоком. При этом локальное повышение скорости потока вблизи профиля крыла относительно начальной скорости невозмущенного воздуха для скорости 150 м/с составляет 86,24 м/с, тогда как при начальных скоростях 110 и 129 м/с таковое составляет всего 63,75 и 69,32 м/с соответственно.
Минимальные значения полного давления вблизи профиля крыла балансно уменьшаются с увеличением невозмущенной скорости потока. Максимальные полные значения давления при скоростях 110и 129 м/c составляют 102,76 и 105,32КПа соответственно, тогда как при скорости 150 м/с максимальное значение полного давления выше на 30,6% и равно 124,00 КПа. Как видно из рис. П.2, для скорости потока 150 м/c зона высокого давления наблюдается свблизи«рогообразного»наростананаветреннойстороне.
На рис. П.3 видно, что при более высоких скоростях увеличиваются области сниженного давления вследствие наличия остроконечных выступов. Можно сказать, что обледенение, возникающее при более высоких скоростях газодинамического потока, является более опасным.
Для оценки влияния давления в ходе проведения числен-
ных экспериментов согласно плану п. 2.6 (см. табл. 3, расчетные варианты 1, 4, 5) были получены результаты расчетов при давлениях невозмущенного газодинамического потока 50 000, 70 000, 90 760 Па.
52
В табл. 5 приводятся значения чисел Маха и Рейнольдса для расчетных вариантов 1, 4, 5.
Таблица 5
Значения чисел Маха и Рейнольдса при различных значениях давления невозмущенного потока газа
№ варианта |
Давление |
Число Маха |
Число Рейнольдса |
|
невозмущенного потока, Па |
||||
|
|
|
||
1 |
90 760 |
0,399 |
2,84 · 10–6 |
|
4 |
70 000 |
0,399 |
2,19 · 10–6 |
|
5 |
50 000 |
0,399 |
1,56 · 10–6 |
Представленные результаты приводятся в момент времени, равный 120-й секунде.
На рис. 16 представлены формы ледяных наростов в сечении профиля крыла для данных расчетных вариантов.
Рис. 16. Контур льда на профиле крыла NACA0012 для различных значений давления газа
Формы ледяных наростов более близки, чем при различных скоростях потока. Можно отметить, что при снижении давления одно из образований в форме «рога» исчезает. Для всех расчетных вариантов крайние расположение границы «лед – профиль» совпадают. Также при сниженных давлениях наблюдается увеличение волнистости контура обледенения.
Исходя из полученных контуров льда, видно, что изменение давление практически не влияет на форму обледенения. Макси-
53
мальная толщина ледяного нароста при Pг = 90 760 Па составила
5,49 мм, при Pг = 70 000 Па – 4,97 мм, при Pг = 50 000 Па – 5,75 мм.
На рис. 17 представлен полученный в ходе численных экспериментов график изменения температуры на внешней поверхности крыла с учетом ледяного нароста при различных давлениях потока.
Рис. 17. График изменения температуры на внешней поверхности крыла с учетом ледяного нароста от Y-координаты при различном давлении невозмущенного газодинамического потока
Температура на основной части «рогообразных» участков (4-я зона) обледеневшей поверхности крыла, как и при изменении скорости, равна 0 °C. При уменьшении давления невозмущенного газа ускоряется повышение температуры в зоне 1, то есть частицы воды быстрее переходят в лед, расширяется область без жидкой пленки.
Для всех расчетных вариантов характерны волнистые образования льда (2-я зона), во впадинах которых находится лед со значительным объемом переохлажденной жидкой пленки.
Для оценки влияния ледяных наростов на газодинамические параметры вблизи профиля крыла при различных давлениях потока (см. прил., рис. П.4–П.6) представлены поля распределения скорости потока, полного и статического давлений вблизи профиля.
Анализ полей скорости показал практически идентичную картину обтекания профиля потоком. При этом локальное повы-
54
шение скорости потока вблизи профиля крыла относительно начальной скорости невозмущенного воздуха для давления 90 760 Па составляет 69,32 м/с, для 70 000 Па – 63,46 м/с, для 50 000 Па – 75,60 м/с.
Разница между минимальными значениями полного давления вблизи профиля крыла и таковыми давлений невозмущенного потока для расчетных вариантов 1, 4, 5 составляет 17 326, 15 132 и 11 045 Па соответственно. Разница между значениями давлений невозмущенного потока и максимальными значениями полного давления вблизи профиля крыла составляет 14 554, 16 182 и 11 972 Па (см. прил., рис. П.5).
На рис. П.6 видно, что при величинах 70 000 и 50 000 Па зона сниженных давлений вблизи профиля крыла уменьшается.
Можно сказать, изменение давления оказывает минимальное влияние на обледенение.
Для оценки влияния температуры в ходе проведения чис-
ленных экспериментов согласно плану п. 2.6 (см. табл. 3, расчетные варианты 1, 6, 7) были получены результаты расчета при температурах невозмущенного газодинамического потока
–8,0; –12,6; –18,0 °C.
В табл. 6 приводятся значения чисел Маха и Рейнольдса для расчетных вариантов 1, 6, 7, в момент времени, равный 120-й секунде.
|
|
|
|
Таблица 6 |
Значения чисел Маха и Рейнольдса при различных |
||||
|
температурах невозмущенного потока газа |
|||
|
|
|
|
|
№ варианта |
|
Температура |
Число Маха |
Число Рейнольдса |
|
невозмущенного потока, °C |
|||
|
|
|
|
|
6 |
|
–8,0 |
0,395 |
2,75 · 10–6 |
1 |
|
–12,6 |
0,399 |
2,84 · 10–6 |
7 |
|
–18,0 |
0,403 |
2,95 · 10–6 |
На рис. 18 представлены формы ледяных наростов в сечении профиля крыла для данных расчетных вариантов.
55
Рис. 18. Контур льда на профиле крыла NACA0012 для различных значений температуры газа
Формы ледяных наростов качественно различны, для температуры –8,0 °C наблюдается смещение одного «рога» в противоположную сторону.
Можно отметить, что при температурах потока –8,0 и –12,6 °C после двух «рогообразных» наростов появляются зоны с «волнистым» льдом, а при –18,0 °C такая зона отсутствует, кроме того, при повышении температуры растет толщина льда после двух «рогов».
При повышении температуры граница «лед – профиль» менее плавно повторяет форму профиля крыла и смещается против потока к передней кромке.
Исходя из полученных контуров льда, видно, что температура невозмущенного газа существенно влияет на форму ледяных наростов, что не отмечалось в такой степени при изменении скорости и давления газа. Значение максимальной толщины льда при
Tг = –8,0 °C составляет 3,81 мм, при Tг = –12,6 °C – 5,49 мм, при Tг = –18,0 °C – 3,17 мм.
На рис. 19 представлен полученный в ходе численных экспериментов график изменения температуры на внешней поверхности крыла с учетом ледяного нароста при различных температурах потока.
При Tг = –8,0 °C значение температуры на необледеневшей поверхности профиля крыла составляет –0,6 °C, при
Tг = –12,6 °C – –5,2 °C, при Tг = –18,0 °C – –10,6 °C
56
Рис. 19. График изменения температуры на внешней поверхности крыла с учетом ледяного нароста от Y-координаты профиля при различных температурах невозмущенного газодинамического потока
При температуре невозмущенного потока Tг = –18,0 °C (низкой) полностью отсутствует 3-я зона обледенения, то есть на контуре ледяного нароста нет жидкой пленки. Падающие частицы воды быстрее превращаются в лед, повышая температуру на обледеневшем профиле, но температура профиля подо льдом охлаждает образовавшуюся наледь.
При температуре невозмущенного потока Tг = –8,0 °C (высокой) значение температуры на поверхности ледяного нароста почти сразу становится равным 0 °C, хотя толщина льда при данной температуре меньше остальных расчетных вариантов. Практически отсутствует 1-я зона обледенения, полностью отсутствует 2-я зона. Это обусловлено околонулевой температурой на поверхности профиля крыла (–0,6 °C).
Для оценки влияния ледяных наростов на газодинамические параметры вблизи профиля крыла при различных температурах потока представлены поля распределения скорости потока, полного и статического давлений вблизи профиля (прил.,
рис. П.7–П.9).
Анализ полей скорости показал качественно схожую картину обтекания профиля потоком для температур –12,6° и –18,0 °C.
57
Локальное повышение скорости потока вблизи профиля крыла относительно постоянной начальной скорости невозмущенного воздуха 129 м/с для температуры –8,0 °C составляет 85,37 м/с, тогда как при начальных температурах –12,6° и –18,0 °C, локальное повышение скорости вблизи профиля составляет всего
69,32 и 66,60 м/с.
Минимальные значения полного давления вблизи профиля крыла балансно уменьшаются с увеличением невозмущенной температуры потока, а максимальные значения – балансно увеличиваются с увеличением невозмущенной температуры потока.
При низких температурах контур льда более соответствует профилю крыла, так как частицы воды быстро замерзают. При средних температурах появляются остроконечные выступы, так как часть воды замерзает, а часть скапливается в образовавшихся впадинах в виде переохлажденной жидкой пленки. При высоких, околонулевых температурах поверхности мелкодисперсные частицы замерзают по мере продвижения по профилю крыла, то есть достаточно равномерно, преобразуя кинетическую энергию в потенциальную, но при этом образуются небольшие выступы и впадины.
Для оценки влияния угла атаки в ходе проведения числен-
ных экспериментов согласно плану п. 2.6 (см. табл. 3, расчетные варианты 1, 10, 11) были получены результаты расчета при углах атаки 0, 2, 4°.
Представленные результаты приводятся в момент времени, равный 120-й секунде.
На рис. 20 представлены формы ледяных наростов в сечении профиля крыла для данных расчетных вариантов.
Формы ледяных наростов для всех расчетных вариантов представляют собой образования в форме двух «рогов» (область А). Для углов атаки 0 и 2° ледяной нарост поворачивается, практически не изменяя формы, а при угле атаки, равном 4°, один из «рогов» увеличивается, а другой уменьшается.
58
Рис. 20. Контур льда на профиле крыла NACA0012 для различных значений угла атаки
В каждом из расчетных вариантов наблюдаются остроконечные ледяные наросты (области Б, В). При увеличении угла атаки с наветренной стороны возрастают объем и волнистость наростов (область Б), а с подветренной стороны эти параметры уменьшаются (область В). Вместе с тем при увеличении угла атаки граница «лед – профиль» на наветренной стороне сдвигается по потоку, а на подветренной – против потока.
Исходя из полученных контуров льда, можно оценить значения максимальной толщины ледяных наростов. Для угла атаки α = 0° толщина составила 3,23 мм, для α = 2° – 4,52 мм, для α = 4° 5,49 мм.
На рис. 21 представлен полученный в ходе численных экспериментов график изменения температуры на внешней поверхности крыла с учетом ледяного нароста при различных углах атаки.
При ненулевом угле атаки после волнистой зоны обледенения появляется гладкая зона, температура в которой постепенно падает до температуры необледеневшего профиля крыла. При увеличении угла атаки «рогообразные» наросты становятся менее округлой формы, также увеличивается размер остроконечных наростов.
Анализируя график изменения температуры профиля (см. рис. 21), можно отметить увеличение зоны с нулевыми
59
значениями температур, где образуется лед без жидкой пленки (зона 4), при увеличении угла атаки. Для α = 0° м/с величина зоны по координате Y составляет 8,1 мм, для α = 2° – 8,9 мм,
для α = 4° – 9,8 мм.
Рис. 21. График изменения температуры на внешней поверхности крыла с учетом ледяного нароста
от Y-координаты профиля при различных углах атаки
Для оценки влияния ледяных наростов на газодинамические параметры вблизи профиля крыла при различных углах атаки показаны поля распределения скорости потока, полного и статического давлений вблизи профиля (прил., рис. П.10–П.12).
Анализ полей скорости показал увеличение отрыва потока вблизи обледеневшего профиля при увеличении угла атаки профиля крыла.
Минимальные значения полного давления вблизи профиля крыла при увеличении угла атаки уменьшаются. Максимальные значения полного давления вблизи профиля крыла при α = 0°; 2° повышаются и составляют 106,42 и 108,80 КПа соответственно, а при α = 4° – 105,31 КПа, что меньше, чем при нулевом угле атаки.
Причем разница между максимальным и минимальным значениями полного давления при увеличении угла атаки растет и составляет 25,0; 29,8 и 31,9 КПа соответственно, что можно
60