BARANOWSKI Maciej 1 SZCZEPANIAK Robert 2 SMYKLA Ireneusz 3 ZAHORSKI Tomasz 4 DRAPAŁA Krzysztof 5 Analiza możliwości projektowania i symulacji opływu zewnętrznego z zastosowaniem technik CAD/CAM/CAE na przykładzie szybowca SZD-9bis Bocian 1E WSTĘP Podstawowymi urządzeniami wykorzystywanymi do badania opływu płynów wokół obiektu są tunele aerodynamiczne oraz wodne. Umożliwiają one zobrazowanie przepływu i pomiar parametrów przepływającego płynu wokół (lub wewnątrz) badanego obiektu. Wymagają jednak skonstruowania fizycznego modelu. Dlatego współcześnie do analiz na etapie projektowania wykorzystuje się oprogramowanie typu CAD. Umożliwia ono tworzenie wirtualnych modeli 3D oraz badanie ich właściwości aerodynamicznych. Celem pracy jest przedstawienie procesu wykonania i możliwości zobrazowania wyników symulacji opływu przy użyciu programu SolidWorks Flow Simulation na przykładzie modelu szybowca. Jak również przedstawienie wyników w zakresie trajektorii opływu, zmian prędkości i ciśnienia powietrza w formie graficznej. 1 RYS HISTORYCZNY POWSTANIA MODELOWANEGO SZYBOWCA SZD-9BIS BOCIAN 1E Szybowiec SZD-9 Bocian został zaprojektowany przez zespół inżynierów Mariana Wasilewskiego, Romana Zatwarnickiego i Justyna Sandauera. Celem konstruktorów było stworzeni dwumiejscowego szybowca wyczynowego. Pierwszy prototyp o znakach SP-1217 został oblatany przez pilota doświadczalnego Adama Zientka 10 marca 1952r. [2] W trakcie prób powiększono ster kierunku i zmieniono proporcje statecznik poziomy - ster wysokości, w celu zmniejszenia sił na drążku. W drugim prototypie, oznaczonym SZD-9-2, dodatkowo zmniejszono skos skrzydeł, zmieniono konstrukcję limuzynki i sposób jej otwierania. Oprócz tego zmieniono układ sterowania i blokadę hamulców aerodynamicznych. Szybowiec o znakach SP-1218 oblatano 16 czerwca 1952r. Dalsze loty próbne wykazały potrzebę wprowadzenia kolejnych zmian, które wprowadzono w dokumentacji przygotowanej do produkcji seryjnej, oznaczonej SZD-9bis Bocian 1A. Zmieniono kąt zaklinowania skrzydeł co poprawiło doskonałość z 21 (21,4 w przypadku drugiego prototypu) do 26. Ponadto przesunięto kółko do tyłu w celu ułatwienia przemieszczania szybowca na ziemi i dodano awaryjny zrzut limuzynki. Produkcja seryjna pierwszego seryjnego Bociana 1A ze znakami SP-1306 miał miejsce w Jeżowie 13 marca 1953 r. Łącznie wyprodukowano 10 szybowców Bocian 1A. Kolejną wersją Bociana, zbudowaną również w ilości 10 sztuk, był SZD-9bisBocian 1B, różniący się od poprzednika tylko powiększonym usterzeniem wysokości. Pierwszy egzemplarz, o znakach SP- 1364, oblatano latem 1953. W trzeciej wersji seryjnej SZD-9bis Bocian 1C wprowadzono już więcej zmian. Zastosowano jednoczęściowe usterzenie wysokości, umieszczone nieco wyżej, dodano klapkę 1 Wyższa Szkoła Oficerska Sił Powietrznych w Dęblinie, Wydział Lotnictwa; 08-530 Dęblin; ul. Dywizjonu 303 12. Tel: +48 604 135 527, mj90@o2.pl 2 Wyższa Szkoła Oficerska Sił Powietrznych w Dęblinie, Wydział Lotnictwa; 08-530 Dęblin; ul. Dywizjonu 303 12. Tel: +48 505 248 731, robert.szczepaniak@o2.pl 3 Wyższa Szkoła Oficerska Sił Powietrznych w Dęblinie, Wydział Lotnictwa; 08-530 Dęblin; ul. Dywizjonu 303 12. Tel: +48 601 700 686, smy@op.pl 4 Wyższa Szkoła Oficerska Sił Powietrznych w Dęblinie, Wydział Lotnictwa; 08-530 Dęblin; ul. Dywizjonu 303 12. Tel: +48 697689572, tomaszzahorski@interia.pl 5 Uniwersytet Technologiczno-Humanistyczny im. Kazimierza Pułaskiego w Radomiu, Wydział Mechaniczny; 26-600 Radom; ul. Krasickiego 54. Tel: +48 509755917, 1687
wyważającą, w celu zmniejszenia sił na drążku, po raz kolejny pomniejszono skos skrzydeł i zmieniono konstrukcję płozy ogonowej. Lot próbny pierwszego egzemplarza tej wersji o znakach SP- 1550 odbył się w lutym 1954. Produkcja trwała aż do 1957r., kiedy to wprowadzono wersję 1D, która różniła się jedynie większym kółkiem podwozia głównego. Była to ostatnia wersja wyczynowa. SZD-9bis Bocian 1E, oblatany w 1966 roku był już szybowcem szkolnym. W związku ze zmianą przeznaczenia dodano amortyzację podwozia, wzmocniono konstrukcję, zmieniono obrys usterzeń na trapezowe i wykorzystano inne końcówki skrzydeł. Ponadto zastosowano owiewkę formowaną metodą podciśnieniową. Rys. 1.Szybowiec SZD-9bis 1E na lotnisku EPRK 2 MODELOWANIE SZYBOWCA SZD-9BIS BOCIAN 1E Z narysowanych szkiców stworzono elementy bryłowe. Najczęściej używanym narzędziem do tworzenia części modelu jest "Wyciągnięcie po profilach" przedstawione na rysunku 2 (po lewej). Pozwala ono na zmianę kształtu przekroju, a dodanie krzywych prowadzących pozwala na poprowadzenie bryły wzdłuż ścieżki lub ścieżek. Rys. 2.Wyciągnięcie po profilach (po lewej); według granic (po prawej) 1688
Następnie do wykonania brył niezakończonych profilem wykorzystano funkcję "Dodanie/baza według granicy" przedstawione na rysunku 2 (po prawej), która umożliwia stworzenie bryły z jednego profilu i kilku krzywych prowadzących. Po wykonaniu poszczególnych brył przystąpiono do dalszej ich obróbki. Model kadłuba podzielono, aby odizolować model owiewki i zmienić jej wygląd. W tym celu należy z menu "Wstaw" wybrać "Operacje" a następnie "Podziel" i podać "Narzędzie przycięcia". W tej operacji wybrano dwie płaszczyzny, a następnie wybrano elementy, które mają zostać oddzielone co zostało przedstawione na rysunku 3 (po lewej). Rys. 3.Podział bryły (po lewej); cięcie powierzchnią (po prawej) Model lotki przycięto z dwóch stron aby odizolować jego boczne ściany od skrzydła za pomocą narzędzi "Cięcie powierzchnią" z paska "Powierzchnia" widoczne na rysunku 3 (po prawej).część brył zaokrąglono. Zaokrąglenie może być określone poprzez wybór ściany lub poszczególnych krawędzi. Wykorzystano również zaokrąglenie o zmiennym promieniu przedstawione na rysunku 4 (po lewej). Wykonano to przez określenie promienia w poszczególnych punktach, a pomiędzy nimi zaokrąglenie zmienia się jednostajnie. Po wykonaniu szeregu operacji modelowania przy pomocy funkcji "Lustro" wykonano lustrzane odbicie wszystkich brył względem prawej płaszczyzny jak na rysunku 4 (po prawej). Na czym zakończono proces tworzenia modelu. Rys. 4.Zmienne zaokrąglenie (po lewej); odbicie lustrzane szybowca (po prawej) 3 PRZEPŁYWY WYZNACZONY NUMERYCZNIE WOKÓŁ SZYBOWCA SZD-9BIS BOCIAN 1E W niniejszym rozdziale zostanie przedstawiony, w krótkim zarysie proces zobrazowania obliczeń symulacyjnych opływu wokół modelu szybowca SZD-9bis Bocian 1E wcześniej zamodelowanego w programie graficznym. Ze szczególnym naciskiem na przedstawienie rozkładu ciśnienie wokół modelu jak i profilu skrzydła szybowca. Co stanowi najistotniejsze informację niezbędne 1689
do określenia sił aerodynamicznych modelu szybowca zarówno całego jak i profilu. Powyższe przepływy przedstawione zostaną jedynie dla prędkości postępowej oraz opadania dane dla tego modelu szybowca nie uwzględniając żadnych manewrów poza lądowaniem. 3.1 Podstawowe pojęcia z aerodynamiki Aerodynamika jest działem fizyki, zajmującym się badaniem zjawisk związanych z ruchem gazów, a także ruchu ciał stałych w ośrodku gazowym i sił działających na te ciała. Równanie Bernouliego mówi że ciśnienie całkowite p c jako suma ciśnień statycznego p i dynamicznego q = ρv 2 /2 w dowolnym przekroju danej strugi ma wartość stałą. (1) gdzie: p c ciśnienie całkowite p ciśnienie statyczne q ciśnienie dynamiczne Zgodnie z powyższym równaniem wzrost prędkości powoduje wzrost ciśnienia dynamicznego oraz spadek ciśnienia statycznego, które oddziałuje na powierzchnie ciała znajdującego się wewnątrz płynu. W wyniku opływu profilu skrzydła strugi nad i pod jego powietrza zwężają się w miarę wzrostu grubości profilu, po czym ponownie rozszerzają osiągając wartość początkową za krawędzią spływu. Zmniejszenie pola przekroju strugi powoduje wzrost prędkości przepływu, a tym samym ciśnienia dynamicznego oraz spadek ciśnienia statycznego. Ponieważ krzywizna dolnej powierzchni profilu jest mniejsza zachodzą tam mniejsze zmiany ciśnienia. Ponad to powietrze trafiające na krawędź natarcia zostaje wyhamowane w wyniku czego spada ciśnienie dynamiczne, a rośnie ciśnienie statyczne. Przed profilem przedstawionym na rysunku 5 (po lewej) występuje więc obszar nadciśnienia, a nad i pod jego powierzchnia obszary podciśnienia. Rys. 5.Rozkład ciśnienia na profilu [2](po lewej); rozkład siły aerodynamicznych na profilu [1] (po prawej) W wynik oddziaływania ciśnienia powietrza na elementy powierzchni profilu powstają elementarne siły aerodynamiczne działające na te powierzchnie, których suma stanowi całkowitą siłę aerodynamiczną P zilustrowane na rysunku 5 (po prawej). Pionowa składowa siły aerodynamicznej nazywana jest siłą nośną P Z, a pozioma siłą oporu P X. 3.2 Zobrazowanie symulacji opływu modelu szybowca SZD-9bis Bocian 1E Do zobrazowania symulacji przepływów płynów został użyty program SolidWorks Flow Simulation. Pozwala on na wykonanie symulacji wewnętrznych i zewnętrznych z wykorzystaniem różnych rodzajów płynów. Analiza zewnętrzna pozwala na obliczenie i zapisanie w formie danych w arkuszu kalkulacyjnym parametrów płynu opływającego badany model oraz przedstawienie wyników w formie graficznej. W programie ustawiono przepływ na zewnętrzny i wyłączono z symulacji przestrzenie wewnętrzne oraz wnęki bez warunków przepływu. Jako oś odniesienia podano oś podłużną. 1690
W celu przedstawienia możliwości zobrazowania przepływu powietrza wokół modelu i rozkładu ciśnienia wykonano symulacje odpowiadające warunkom lotu dla prędkości minimalnej, ekonomicznej i optymalnej szybowca Bocian 1E. Do analizy przyjęto ciśnienie powietrza 1013,25 hpa i temperaturę 293,2 K. Warunki lotu ustalono poprzez ustawienie prędkości powietrza wzdłuż osi podłużnej i pionowej. Prędkość opadania dla poszczególnych prędkości postępowych przyjęto zgodną z danymi zawartymi w Instrukcji Użytkowania w Locie i przeliczono na wartość podaną w km/h przedstawioną w tabeli 1. Kąt natarcia otrzymano wynikowo ze złożenia wektorów. Tab. 1. Prędkość dla poszczególnych symulacji Symulacja dla prędkości Minimalnej Ekonomicznej Optymalnej Prędkość postępowa w km/h 60 70 80 Prędkość opadania w m/s 0,97 0,83 0,84 Prędkość opadania w km/h 3,492 2,988 3,024 Po obliczeniu symulacji wykonano wizualizacje trajektorii i prędkości przepływu powietrza przy pomocy narzędzia "Flow Trajectories" przedstawioną na rysunku 6 oraz zobrazowanie przepływu na płaszczyźnie wokół kadłuba na rysunku 7 i profilu skrzydła w odległości 2m od nasady na rysunku 8 (po lewej) z użyciem narzędzia "Cut Plots". Użyto linii do zobrazowania kierunku i kolorów do przedstawienia wartości prędkości przepływu. Rys. 6.Trajektoria przepływu dla prędkości optymalnej 1691
Rys. 7.Opływ kadłuba dla prędkości optymalnej Następnie wykonano wizualizację opływu profilu z użyciem wektorów dla poszczególnych prędkości postępowych przedstawioną na rysunku 8 (po prawej). W tym wypadku również wykorzystano kolory do zobrazowania wartości prędkości. Rys. 8.Opływ profilu dla prędkości: optymalnej (po lewej); opływ profilu z wykorzystaniem wektorów prędkości dla prędkości minimalnej, ekonomiczne i optymalnej (po prawej) Następnie wykonano wizualizacje rozkładu ciśnienia na powierzchni płatowca widoczną na rysunku 9 przy różnych prędkościach symulacji (minimalnej, ekonomicznej i optymalnej). 1692
Rys. 9.Rozkład ciśnienia na powierzchni szybowca dla prędkości minimalnej, ekonomicznej i optymalnej Na rysunku 10 przedstawiono rozkład ciśnienia powietrza wokół profilu skrzydła szybowca dla manewru szybowania przy różnych prędkościach. Można zaobserwować natychmiastowe wyrównywanie się ciśnienia pod powierzchnią skrzydła czyli brak występowania obszaru podciśnienia. 1693
Rys. 10.Rozkład ciśnienia wokół profilu skrzydła dla prędkości minimalnej, ekonomicznej i optymalnej Podczas symulacji nie otrzymano obszaru podciśnienia pod powierzchnią skrzydła wbrew założeniom teoretycznym czego powodem jest bardzo mała krzywizna dolnej powierzchni skrzydła i kąt natarcia większy od zerowego jak również uwzględnienie procesu opadania (prędkość opadania szybowca stabelaryzowana dla poszczególnych wartości prędkości poruszania się). Dla porównania wykonano symulacje dla prędkość optymalnej przy prędkości opadania równej zero, tak aby kąt natarcia był zerowy i wykonano wizualizacje dla tego samego profilu skrzydła co przedstawiono na rysunku 11. Rys. 11. Rozkład ciśnienia wokół profilu skrzydła dla prędkości optymalnej bez prędkości opadania WNIOSKI Wynikiem pracy jest model CAD 3D szybowca SZD-9bis Bocian oraz przeprowadzone symulacje opływu, w których ustalono warunki lotu z prędkością minimalną, ekonomiczną i optymalną. Do określenia warunków lotu wykorzystano dane zawarte w Instrukcji Użytkowania w Locie. Wyniki obliczeń programu przedstawiono w formie graficznej. Na wizualizacjach przedstawiono trajektorię opływu i rozkład prędkości na modelu trójwymiarowym oraz na płaszczyźnie wokół kadłuba i profilu dla symulacji lotu z prędkością optymalną oraz wykonano zestawienie obrazów z rozkładu ciśnień dla poszczególnych prędkości. W tym celu wykorzystano zobrazowanie na powierzchni modelu, na płaszczyźnie wokół kadłuba i profilu skrzydła. W pracy wykazano, że programy CAD pozwalają na sprawdzenie i przedstawienie właściwości aerodynamicznych zarówno całych konstrukcji jak i poszczególnych jej elementów bez konieczności tworzenia modeli fizycznych przy jednoczesnym uwzględnieniu dopuszczalnego błędu 1694
obliczeniowego metod elementów skończonych oraz uproszczeń geometrycznych, modelowanych złożonych konstrukcji. Jest to przydatne na etapie tworzenia projektu. Można w ten sposób sprawdzić rozwiązania konstrukcyjne nie wykorzystywane wcześniej w praktyce. Jak również pozwala to na porównanie różnych konstrukcji celem wybrania najbardziej odpowiedniej pod kątem założeń projektu. Zmniejsza to koszt i czas trwania badań. Dodatkowo wykonany w ten sposób projekt można wykorzystać do prezentacji konstrukcji i jej osiągów. Obliczenia te należy potwierdzić doświadczalnie w tym przypadku w tunelu aerodynamicznym lub wodnym. Streszczenie W artykule przedstawiono proces tworzenia bryły szybowca SZD-9bis Bocian 1E przez zastosowanie operacji tworzenia modelu bryłowego, jak również podjęto próbę zobrazowania przepływu wokół modelu zaprojektowanym w programie SolidWorks za pomocą symulacji w programie SolidWorks Flow Simulation. Skoncentrowano się na istotnych parametrach przepływu z punktu widzenia aerodynamiki i mechaniki lotu czyli na prędkości wokół modelu oraz rozkładzie ciśnienia ze szczególnym naciskiem na profil skrzydła. Podczas symulacji uwzględniono jedynie manewr szybowania bez innych manewrów i podmuchów wiatru. Z kolei poruszanie się mas powietrza ze względów na własności termiczne potraktowano jako stałe i nie wpływające na prędkość opadania (stała prędkość opadania szybowca). Przedstawione dla zadanych warunków szybowania rozkłady ciśnienia na powierzchni całego szybowca potwierdzają tezę o możliwości wykorzystania programu numerycznego do określenia poszukiwanych parametrów aerodynamicznych dla optymalizacji procesów modelowania konstrukcji latającej na podstawie już istniejących rzeczywistych obiektów latających. The possibilities' analyse of projecting and external flow simulation using CAD/CAM/CAE techniques based on SZD-9bis Bocian 1E glider Abstract The article presents process of SZD-9bis Bocian 1E glider model creating by the use of solid creation. As well as there is included the attempt to illustrate flow around model using simulation in SolidWorks Flow Simulation program. It was focused on flow parameters essential for aerodynamics and flight mechanics witch are velocity around model and pressure pattern in particular wing profile. During simulation only soaring was taken into account without other manoeuvers or gusts. The air mass movement due to thermal properties was treated as constant and without influence on rate of descend (constant sinking speed of the glider). Presented pressure patterns on glider's surface for defined conditions confirmed theory that numeric program is useable for determining sought-after aerodynamic parameters to optimize flying construction modeling process based on already existing flying objects. BIBLIOGRAFIA 1. Milkiewicz A. Praktyczna aerodynamika i mechanika lotu samolotu odrzutowego w tym wysokomanewrowego, Wydawnictwo ITWL, Warszawa 2009. 2. Krzyżan M. Samoloty w muzeach polskich, Wydawnictwa komunikacji i łączności, Warszawa 1983. 1695