Mgr inż. Adam DZIUBIŃSKI Instytut Lotnictwa Mgr inż. Łukasz KISZKOWIAK Wojskowa Akademia Techniczna ANALIZA WPŁYWU PODWIESZEŃ NA OBCIĄŻENIA AERODYNAMICZNE SAMOLOTU F-16C BLOCK 52 ADVANCED Streszczenie: W artykule przedstawiono wyniki obliczeniowej analizy stacjonarnego opływu samolotu F-16C Block 52 Advanced wraz z podwieszanym uzbrojeniem. Rozpatrywano wariant uzbrojenia składający się z dwóch podskrzydłowych zbiorników paliwa, dwóch bomb GBU-31 oraz dwóch pocisków rakietowych AIM-120 AMRAAM na końcówkach skrzydeł. Wyniki porównano z konfiguracją bez podwieszeń. Symulacje wykonano w warunkach odpowiadających atmosferze wzorcowej na wysokości 0 m n.p.m. Dla tych warunków wyznaczono charakterystyki aerodynamiczne w funkcji kąta natarcia. Wyniki obliczeń przedstawiono w postaci wykresów współczynnika siły oporu, siły nośnej oraz momentu pochylającego. Analizy pola przepływu oraz sił i momentów aerodynamicznych działających na bryłę samolotu dokonano za pomocą specjalistycznego oprogramowania FLUENT. ANALYSIS OF EXTERNAL STORES INFLUENCE ON AERODYNAMIC LOADS OF F-16C BLOCK 52 ADVANCED Abstract: In following paper the results of CFD steady flow analysis around F-16C Block 52 Advanced with external stores were presented. Store configuration consisting of two external wing tanks, two GBU-31 JDAM smart bombs, and two AIM-120 AMRAAM missiles on wingtip launchers has been considered. Configuration without external stores has been also calculated for comparison. The boundary conditions used in simulation corresponded with those for international standard atmosphere (ISA) at sea level. For those conditions the aerodynamic characteristics as functions of angle of attack have been determined. To analyze flowfield and then extract aerodynamic forces and moments, a specialized FLUENT code has been used. Słowa kluczowe: aerodynamika, RANS, metoda objętości skończonych Keywords: aerodynamics, RANS, MES 1. WPROWADZENIE Celem pracy było opracowanie modelu numerycznego samolotu F-16C Block 52 Advanced. W trakcie prac uzyskano charakterystyki aerodynamiczne, które stanowią istotny fragment 165
wiedzy na temat badanego obiektu. Korzystając z wyników analizy numerycznej, określono wpływ podwieszeń na charakterystyki aerodynamiczne samolotu F-16C. Charakterystyki sumaryczne zostały uzupełnione o charakterystyki poszczególnych elementów konstrukcyjnych samolotu. Ta część pracy jest nie do odtworzenia za pomocą badań tunelowych bez poniesienia dużych kosztów wyposażenia modelu. Porównując konfigurację bez podwieszeń oraz tę z podwieszeniami, można było przeanalizować, czy istnieje wyraźny wpływ obecności podwieszeń na dany element konstrukcyjny płatowca, czy jest on pomijalny, oraz jak ta zależność zmienia się wraz ze zmianą kąta natarcia. Rozpatrywano wariant uzbrojenia składający się z dwóch podskrzydłowych zbiorników paliwa, dwóch bomb GBU-31 JDAM oraz dwóch pocisków rakietowych AIM-120 AMRAAM na końcówkach skrzydeł. Z uwagi na dokładność odwzorowania geometrii oraz korzystając z symetrii geometrii samolotu i przewidywanej symetrii przepływu, zmniejszono obszar siatki obliczeniowej do jednej połowy. Ponadto w celach porównawczych wykonano obliczenia dla konfiguracji gładkiej bez podwieszeń. Wykorzystana w pracy metoda rozwiązania równań Naviera Stokesa przy użyciu objętości skończonych w wiarygodny sposób przewiduje wpływ nośności wirowej, bardzo istotnej w koncepcji skrzydła pasmowego, w które wyposażony jest samolot F-16C. Analizując pole przepływu, można zbadać, jaki wpływ na zachowanie się wirów powstających na pasmach skrzydła mają podwieszenia zewnętrzne samolotu. 2. NARZĘDZIA BADAWCZE OPROGRAMOWANIE Symulacje obliczeniowe wykonano, wykorzystując metody Obliczeniowej Mechaniki Płynów (Computational Fluid Dynamics). CFD stanowi dział mechaniki płynów, służący do szczegółowej analizy i modelowania przepływów za pomocą metod numerycznych. W teorii mechaniki płynów ruch cieczy i gazów opisywany jest układem równań różniczkowych [1]: równanie Naviera Stokesa (równanie zachowania pędu) w postaci: t (ρv ) + (ρv v ) = p + (τ) + ρg + F (1) gdzie: p ciśnienie statyczne, ρg i F odpowiednio siły grawitacji i siły zewnętrzne, np. narastające w wyniku przepływu przez fazę rozproszoną, τ tensor naprężeń. gdzie: μ lepkość kinematyczna, I macierz jednostkowa; τ = μ ( v + v ) 2 v I (2) 3 równanie ciągłości przepływu (równanie zachowania masy w odniesieniu do płynu traktowanego jako ośrodek ciągły) w postaci: ρ t + (ρv ) = S (3) gdzie: S m źródło masy (np. w wyniku odparowywania fazy rozproszonej); 166
równanie zachowania energii w postaci: t (ρe) + u x (ρe + p) = k + c μ T + u x Pr x τ + S (4) gdzie: k przewodność cieplna, E energia całkowita, τ tensor naprężeń ścinających. τ = μ u x + u x 2 3 μ u x δ (5) Rozwiązanie ich w ogólnym przypadku jest możliwe jedynie przez zastosowanie metod numerycznych. Jednym z częściej stosowanych pakietów służących do rozwiązywania problemów inżynierskich z zakresu mechaniki płynów i aerodynamiki jest program FLUENT [1] bazujący na rozwiązaniu równań różniczkowych cząstkowych metodą objętości skończonych (Finite Volumes Method). Umożliwia on analizę przepływów nieściśliwych i ściśliwych, z opcjonalnym uwzględnieniem lepkości przepływu. W programie zaimplementowano wiele modeli turbulencji. Równania ruchu rozwiązywane są na siatkach niestrukturalnych (tetrahedralnych), strukturalnych i hybrydowych. Do generacji siatek obliczeniowych użyto programu ICEM CFD [2], wchodzącego w skład pakietu ANSYS. Program ICEM CFD jest zaawansowanym narzędziem do preprocesoringu, umożliwiającym pełne przygotowanie modelu geometrycznego, czyli budowę lub import geometrii z programu CAD, jej naprawę oraz upraszczanie. Program ICEM CFD umożliwia tworzenie siatek strukturalnych oraz niestrukturalnych, o elementach tetrahedralnych, pryzmatycznych, heksagonalnych, ostrosłupowych, a także siatek hybrydowych składających się z wielu typów elementów. Jest on również wyposażony w liczne narzędzia do sprawdzania i poprawy jakości siatki. Do poprawy jakości elementów siatki służą automatyczne i manualne narzędzia, dające możliwość m.in. wygładzenia, zagęszczenia, rozrzedzenia siatki, a także w razie potrzeby przesuwania poszczególnych węzłów wewnątrz domeny. 3. PRZEDMIOT I ZAKRES BADAŃ OBLICZENIOWYCH Przedmiotem analiz numerycznych był samolot F-16C Block 52 Advanced wraz z kompletem podwieszeń. Pod odpowiednimi belkami umieszczone zostały modele geometryczne podskrzydłowego zbiornika paliwa oraz bomby GBU-31 JDAM. Na wyrzutniach zlokalizowanych na końcówkach skrzydeł umieszczono model geometryczny rakiety średniego zasięgu AIM-120 AMRAAM. W środowisku wyspecjalizowanych systemów CAD oraz korzystając z metod inżynierii odwrotnej i najnowszych systemów przestrzennego skanowania optycznego, zbudowano model samolotu na podstawie rzeczywistej konstrukcji. Przy realizacji zadania korzystano z mobilnego systemu pomiarowego ATOS II Triple Scan. System ten bazuje na metodzie triangulacji optycznej. Ponadto wykonano pomiary fotogrametryczne przy użyciu przenośnego systemu pomiarowego TRITOP [3]. Po zaimportowaniu modeli geometrycznych do programu ICEM CFD, wprowadzono pewne poprawki niezbędne w celu wykonania poprawnej siatki obliczeniowej i przeprowadzenia wielu analiz numerycznych. 167
a) b) Rys. 1. Geometria samolotu F-16C Block 52 Advanced: a) wersja gładka (bez podwieszeń); b) wersja z podwieszeniami (od końcówki skrzydła): pocisk rakietowy AIM-120 AMRAAM, bomba GBU-31 JDAM oraz podskrzydłowy zbiornik paliwa z integralnym pylonem Geometria samolotu w wersji gładkiej, która została przedstawiona na rysunku 1a, składała się z następujących elementów konstrukcyjnych: kadłub, usterzenie, płetwy podkadłubowe oraz skrzydło z wyrzutnią na końcówce. Geometria została zdefiniowana w skali rzeczywistej. Dla tej wersji geometrii przyjęto nazwę CLEAN. Geometria samolotu w wersji z podwieszeniami, którą zaprezentowano na rysunku 1b, zawierała dodatkowo: belki podwieszeń podskrzydłowych, podskrzydłowy zbiornik paliwa, pocisk rakietowy AIM-120 AMRAAM oraz bombę GBU-31 JDAM. Przy pracach związanych z generacją siatki obliczeniowej, dodatkowo opracowano opis podwieszeń i belek mocowania. Dla tej wersji geometrii przyjęto nazwę STORES. W programie ICEM CFD dostosowano geometrię modelu samolotu F-16C do obliczeń CFD przy użyciu programu FLUENT. Zlikwidowano szczeliny i niedokładności dopasowania powierzchni przy jednoczesnym jak najwierniejszym odwzorowaniu zdefiniowanego przez tę geometrię kształtu. Program ICEM generuje siatkę obliczeniową, korzystając tylko z powierzchniowego zapisu geometrii. Wiąże się z tym duża wrażliwość na błędy pasowania geometrii. W wyniku tego obszary wewnątrz płatowca potrafią wypełniać się siatką. W zaimportowanej do programu ICEM geometrii płatowca dokonano kilku zmian, które między innymi obejmowały: odsunięcie usterzenia poziomego od gondoli kadłuba oraz uzupełnienie brakującego elementu powierzchni ze względu na przenikanie się tych dwóch brył, program nie był w stanie prawidłowo zdefiniować objętości płynu; wypełnienie fragmentu geometrii u nasady dyszy silnika tak, aby powierzchnie hamulca aerodynamicznego i dyszy silnika nie tworzyły ze sobą kąta ostrego umożliwiło to wykonanie dobrej jakości siatki oraz pokrycie całego modelu kilkoma warstwami elementów pryzmatycznych, lepiej odwzorowujących warstwę przyścienną; zastąpienie brzechw podkadłubowych płaskimi płytkami; zwiększenie grubości krawędzi spływu skrzydła do 4 mm; rozsunięcie górnej i dolnej powierzchni usterzenia poziomego o 4 mm. 168
a) b) Rys. 2. Modyfikacje geometrii modelu samolotu F-16C: a) usterzenie poziome; b) hamulec aerodynamiczny Rozmieszczenie punktów podwieszeń przyjęto zgodnie z informacjami zawartymi w literaturze i instrukcji użytkowania samolotu. Geometrię podskrzydłowego zbiornika paliwa uzyskano korzystając z metod inżynierii odwrotnej i najnowszych systemów przestrzennego skanowania optycznego powierzchni. Geometrię i dane masowe bomby GBU-31 JDAM oraz rakiety AIM-120 AMRAAM odtworzono na podstawie informacji zawartych w specjalistycznej literaturze i instrukcji użytkowania samolotu [3-7]. 4. SIATKA OBLICZENIOWA W celu wykonania numerycznych analiz aerodynamicznych przygotowano odpowiednie przestrzenne siatki obliczeniowe. Wokół samolotu w celu poprawnego zamodelowania warstwy przyściennej wygenerowano siatkę o elementach typu PRISM. W obszarze otaczającym płatowiec zastosowano siatkę o elementach typu TETRA, przejście między siatką warstwy przyściennej a pozostałą przestrzenią domeny obliczeniowej wykonano z elementów typu PYRAMID. Elementy siatki w obszarze warstwy przyściennej zostały wykonane w taki sposób, że pierwsza warstwa elementów przy ścianie miała wysokość 0,6 mm (y+ ~30). Wysokości elementów w kolejnych warstwach zwiększały się ze współczynnikiem 1,2. Wykonano 5 warstw elementów. Rys. 3. Gęstość siatki obliczeniowej na powierzchni kadłuba samolotu F-16C Block 52 Advanced dla wariantu CLEAN i STORES widok z góry 169
Rys. 4. Gęstość siatki obliczeniowej na powierzchni kadłuba samolotu F-16C Block 52 Advanced dla wariantu CLEAN i STORES widok z dołu Dla wariantu samolotu bez podwieszeń (CLEAN) ilość elementów siatki obliczeniowej wynosiła 1,45 mln, natomiast dla wariantu z podwieszeniami (STORES) ok. 2,2 mln. Na rysunkach 3 i 4 zaprezentowano gęstość siatki obliczeniowej na kadłubie samolotu. Rysunek 5 przedstawia wybrane obszary siatki obliczeniowej dla wariantu samolotu bez podwieszeń. a) b) c) Rys. 5. Szczegóły siatki obliczeniowej dla konfiguracji samolotu bez podwieszeń: a) rurka Pitota na dziobie samolotu; b) skrzydło pasmowe; c) tył kadłuba 5. ZAKRES BADAŃ Dla każdego przypadku obliczeniowego zostały obliczone charakterystyki aerodynamiczne w przyjętym zakresie kątów natarcia. Obliczenia dla samolotu w konfiguracji bez podwieszeń przeprowadzono w warunkach lotu na wysokości morza wg atmosfery wzorcowej. Prędkość odpowiadała liczbie Ma = 0,2. Zakres kątów natarcia przyjęty dla konfiguracji bez podwieszeń wynosił α <-25,25 >. Natomiast dla konfiguracji z podwieszeniami wynosił α <0,25 >. Wszystkie obliczenia wykonano z krokiem co 1 kąta natarcia. 5.1. Model obliczeniowy W obliczeniach przyjęto następujące założenia: symetria geometrii i symetria przepływu umożliwiająca użycie modelu połówkowego; 170
zagadnienie analizowano jako stan ustalony; model turbulencji Spalart Allmaras; przepływ uznano za ściśliwy. Obszar obliczeniowy stanowił prostopadłościan o wymiarach 100 x 50 x 100 m. Na wlocie i wylocie z silnika przyjęto warunki zerowego nadciśnienia. Zaniedbano wydatek masowy przepływu pomiędzy wlotem a wylotem z silnika. Ze względu na konieczność zbadania wpływu wydzielonych elementów płatowca na współczynniki aerodynamiczne, wprowadzono podział na odpowiednie strefy (zones), dla których program oddzielnie obliczał siły i momenty aerodynamiczne. 5.2. Wielkości i układy odniesienia Podstawowym układem odniesienia był kartezjański układ współrzędnych związany z punktem zerowym geometrii kadłuba układ związany z geometrią (lokalny). Osie X o i Z o leżą w umownej płaszczyźnie symetrii modelu, a oś Y o dopełnia układ. Wykorzystano również układ strumieniowy. Jest to układ związany z kierunkiem strumienia niezaburzonego. W układzie tym zostały przedstawione wszystkie wyniki obliczeń w postaci sił i momentów aerodynamicznych. Rys. 6. Układ współrzędnych związany z samolotem (OX 0 Y 0 Z 0 ) i układ strumieniowy (OXYZ) Przy wyznaczaniu wielkości bezwymiarowych wykorzystano następujące wielkości: liniowy wymiar charakterystyczny SCA = 3,452 m (średnia cięciwa aerodynamiczna); powierzchnia odniesienia S = 27,868 m 2 (powierzchnia nośna samolotu). Wszystkie symulacje przeprowadzono dla warunków atmosfery wzorcowej (ISA). 6. WYNIKI OBLICZEŃ Według przedstawionego w punkcie 5 programu badań wykonano serię analiz numerycznych dla dwóch konfiguracji samolotu (CLEAN i STORES). 171
Rys. 7. Porównanie współczynników aerodynamicznych w funkcji kąta natarcia dla całego samolotu Całkując rozkłady ciśnienia na powierzchniach omywanych, otrzymano wartości sił i momentów aerodynamicznych dla całego samolotu wraz z podziałem na poszczególne elementy konstrukcyjne płatowca. Na rysunkach 7-10 przedstawiono porównanie charakterystyk aerodynamicznych dla wariantów samolotu bez i z podwieszeniami. Rys. 8. Porównanie współczynników aerodynamicznych w funkcji kąta natarcia dla kadłuba samolotu 172
Rys. 9. Porównanie współczynników aerodynamicznych w funkcji kąta natarcia dla skrzydła samolotu Rys. 10. Porównanie współczynników aerodynamicznych w funkcji kąta natarcia dla usterzenia poziomego 6.1. Charakterystyki aerodynamiczne podwieszeń samolotu Na rysunku 11 zamieszczono charakterystyki aerodynamiczne podwieszeń samolotu F-16C Block 52 Advanced. W trakcie wyznaczania wartości współczynników ciśnienia na powierzchni analizowanych obiektów, uwzględniono interferencję nosiciela i pozostałych podwieszeń. 173
a) b) c) Rys. 11. Charakterystyki aerodynamiczne podwieszeń samolotu F-16C Block 52 Advanced: a) AIM-120 AMRAAM; b) GBU-31; c) podskrzydłowy zbiornika paliwa 6.2. Wizualizacja pola przepływu Oprócz wyznaczania wartości liczbowych, pakiet FLUENT umożliwia również przeprowadzenie numerycznej analizy jakościowej przepływu wokół badanych obiektów. Wizualizacji pola przepływu dokonano za pomocą linii prądu. Punkty startowe dla poszczególnych linii prądu umieszczono w odległości 100 mm przed krawędziami natarcia skrzydła pasmowego oraz usterzenia. Linie prądu mają w każdym punkcie kolor odpowiadający prędkości przepływu (velocity magnitude). W ten sposób otrzymuje się skonsolidowaną informację na temat jakości przepływu oraz struktur wirowych w polu przepływu. Na rysunku 12 zaprezentowano obraz pola przepływu dla samolotu w konfiguracjach bez i z podwieszeniami. Można zaobserwować struktury wirowe spływające ze skrzydła pasmowego przy wysokich kątach natarcia. a) b) Rys. 12. Wizualizacja przepływu za pomocą linii prądu przy kącie natarcia α = 15⁰ dla samolotu F-16C Block 52 Advanced w wersji: a) bez podwieszeń; b) z podwieszeniami 7. PODSUMOWANIE Celem niniejszej pracy było przygotowanie geometrii obliczeniowej do symulacji zrzutu podwieszeń z samolotu F-16C Block 52 Advanced [8]. W trakcie prac wykonano numeryczne wyznaczenie własności aerodynamicznych samolotu w dwóch konfiguracjach bez i z podwieszeniami. W toku przygotowywania obliczeń sprawdzono jakość geometrii oraz dobrano gęstość siatki. Opracowano charakterystyki aerodynamiczne w funkcji kąta natarcia 174
dla całego samolotu oraz wybranych elementów konstrukcyjnych płatowca. Przeprowadzono również wizualizację pola przepływu w postaci linii prądu. Analizując otrzymane wyniki, stwierdzono, że podwieszenia samolotu wpływają na: niewielki spadek wartości współczynnika siły nośnej C Z w całym zakresie analizowanych kątów natarcia; wzrost wartości współczynnika oporu C X dla małych kątów natarcia; niewielką zmianę współczynnika momentu pochylającego C MY dla dużych kątów natarcia. Pracę zrealizowano w ramach projektu nr O N501 020540 pn. Badania charakterystyk aerodynamicznych modelu samolotu F-16 w opływie około i naddźwiękowym, wizualizacja opływu oraz modelowe badania zrzutu podwieszeń. Realizacja projektu została dofinansowana z Narodowego Centrum Badań i Rozwoju. LITERATURA [1] Fluent Inc FLUENT 12 Theory Guide, September 2009. [2] ANSYS ICEM CFD 11.0 Tutorial Manual, 2007. [3] Olejnik A., Rogólski R., Łącki T., Kiszkowiak Ł.: Pomiar geometrii samolotu F-16C Block 52 Advanced przy użyciu nowoczesnych technik pomiarowych, Mechanik, nr 7/2012, s. 641-654. [4] T.O. 1F-16CJ-1 FLIGHT MANUAL F-16C/D, DOD, 15 grudnia 2001. [5] Janes Corporation Jane s Air Launched Weapon Systems 2002, 2002. [6] Rybak F.: Przegląd konstrukcji lotniczych F-16C, AL Altair, Warszawa, 1996. [7] Placek R.: Badania symulacyjne bezpieczeństwa zrzutu dynamicznie podobnych modeli wybranych podwieszeń z modelu samolotu F-16 Sprawozdanie wewnętrzne Instytutu Lotnictwa nr 1/BA-A1/11/A. [8] Dziubiński A.: Przygotowanie geometrii samolotu F-16C do obliczeń zrzutu podwieszeń Sprawozdanie wewnętrzne Instytutu Lotnictwa nr 21/BAA2/12/P. 175
176