CC BY
282
Том XXXVIII
УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ ЦАГИ 20 0 7
№ 1 — 2
УДК 629.782.015.3
629.782.015.076.8:525.7
ЧИСЛЕННОЕ ИССЛЕДОВАНИЕ АЭРОДИНАМИКИ ПЕРСПЕКТИВНОГО ВОЗВРАЩАЕМОГО КОСМИЧЕСКОГО
АППАРАТА
А. В. ВАГАНОВ, С. М. ДРОЗДОВ, Г. Н. ДУДИН, А. П. КОСЫХ, Г. Г. НЕРСЕСОВ,
В. В. ПАФНУТЬЕВ, И. Ф. ЧЕЛЫШЕВА, В. Л. ЮМАШЕВ
Объектом исследования является перспективный возвращаемый космический аппарат (ВКА) типа несущий корпус «Клипер». Цель работы — численное исследование обтекания и определение аэродинамических характеристик ВКА в диапазоне сверхзвуковых и гиперзвуковых скоростей полета. Трехмерная структура полей течения и аэродинамические характеристики ВКА получены численным интегрированием уравнений Эйлера с помощью программной системы АРГОЛА-2 для совершенного (у = 1.4) и реального газов при числах
Ми = 1.1 — 20 в диапазоне углов атаки а = -10 + 40°. Выполнена верификация результатов расчетов по данным эксперимента, проведенного в АДТ Т-114 ЦАГИ.
В настоящее время во многих промышленно развитых странах интенсивно ведутся работы по созданию новых космических аппаратов для доставки на орбиту и возвращения на Землю людей и грузов. Поскольку пилотируемые воздушно-космические аппараты с ГПВРД могут быть предметом лишь отдаленной перспективы, внимание разработчиков сосредоточилось на двух вариантах компоновки возвращаемого аппарата с экипажем на борту: крылатый аппарат, совершающий планирующий спуск и посадку на аэродром по-самолетному, и аппарат типа несущий корпус, совершающий планирующий спуск в атмосфере с завершающим этапом посадки на парашюте. Оба варианта имеют свои преимущества и недостатки. В 70 — 80 годы прошлого столетия выбор был сделан в пользу больших крылатых аппаратов типа «Шаттл», «Буран», «Гермес». Наличие крыла не только позволяет аппарату совершать самолетную посадку, но и заметно повышает аэродинамическое качество аппарата на гиперзвуковых режимах полета (К« 1.2 — 1.5), что увеличивает дальность бокового маневра и значительно снижает перегрузки на этапе возвращения по сравнению с традиционными бескрылыми аппаратами типа «Союз». Однако крыло является самым уязвимым элементом с точки зрения теплозащиты при гиперзвуковых режимах полета. Известно, что разрушение ВКА «Колумбия» началось именно с прогара крыла.
С другой стороны, большой опыт наземных и летных исследований возвращаемых аппаратов типа несущий корпус (например, аппаратов «Бор» в СССР) показывает, что их аэродинамическое качество также достаточно велико (К « 0.7 — 1) и многие задачи управляемого спуска с орбиты могут быть такими аппаратами успешно решены (особенно, если ограничиться доставкой на орбиту и возвращением на Землю только экипажей без большого груза). Заметим, что именно такая проблема является сейчас самой актуальной для международной космической станции. Конструкция бескрылых аппаратов проще и дешевле крылатых, на несущих корпусах можно применить одноразовую теплозащиту наиболее теплонагруженных элементов, что значительно увеличит ее надежность. Таким образом, с точки
Рис. 1. Математическая модель поверхности летательного аппарата с длинным балансировочным щитком (вариант 2) (номерами
обозначены границы зон расчетной области): а) вид спереди на левую половину ВКА; б) вид сзади
зрения сегодняшних и ближайших задач так называемого «практичного космоса», вопрос выбора типа компоновки перспективного возвращаемого аппарата остается пока открытым.
В РКК «Энергия» уже в течение ряда лет ведутся поисковые исследования по созданию пилотируемого
космического корабля нового поколения, получившего название «Клипер» [1]. В качестве исходного варианта принята аэродинамическая компоновка — несущий корпус (рис. 1), но рассматривается и крылатый вариант. В ЦАГИ тоже проводятся аналогичные исследования как экспериментальными, так и расчетными методами. Настоящая работа посвящена численным
исследованиям особенностей обтекания и определению аэродинамических
характеристик ВКА типа несущий корпус «Клипер» в диапазоне сверхзвуковых и гиперзвуковых скоростей полета.
При разработке летательных аппаратов (ЛА), в частности, многоразовых ВКА, работа проходит в несколько этапов. На ранних этапах исследования широко применяются инженерные методы расчета (см., например, [2]), когда, пренебрегая аэродинамической интерференцией, определяются силовые нагрузки на отдельные элементы компоновки, а затем проводится их суммирование. Как показывает опыт, при Ми > 4 инженерные методы расчета позволяют получать результаты, приемлемые для начальных этапов исследований. Однако во многих случаях дозвукового и, особенно, трансзвукового обтекания (Ми < 2) предположение о малости влияния интерференции не оправдывается и методика суммирования по изолированным элементам компоновки дает неверные результаты. Кроме того, инженерные методы не дают никакой информации
о полях течения вокруг ЛА. Поэтому на последующих этапах разработки ЛА, наряду с экспериментами в АДТ, широко используются методы вычислительной аэродинамики, обеспечивающие выполнение значительного количества расчетов с высокой точностью и приемлемым уровнем затрат времени и средств.
В расчетных исследованиях перспективным направлением является численное моделирование обтекания ЛА на основе уравнений Эйлера и Навье — Стокса. Для проведения широкомасштабных параметрических расчетов обтекания ЛА на основе трехмерных уравнений Навье — Стокса требуется большой объем памяти и быстродействие ЭВМ. Менее ограничительны в этом отношении современные методы решения уравнений Эйлера. Важным достоинством этих методов является возможность корректного расчета основных особенностей течений, в том числе процесса переноса завихренности. Вместе с тем, из-за отсутствия в уравнениях Эйлера членов, учитывающих влияние вязкости, адекватное численное моделирование областей отрывных течений весьма проблематично. Тем не менее, как показывает опыт проведения расчетов, в рамках трехмерных уравнений Эйлера удается получить обширную информацию о невязких полях течений и достоверные данные об интегральных аэродинамических характеристиках ЛА различных типов.
Для решения на ЭВМ разнообразных аэродинамических задач широкое распространение получили комплексы и пакеты прикладных программ (ППП) как средства автоматизации численного эксперимента. В ЦАГИ в 80-е годы был создан комплекс программ ППП АРГОЛА [3] для расчета сверх- и гиперзвукового (Ми > 1) обтекания летательных аппаратов и их элементов. К 2000 году был создан новый программный комплекс, получивший название ППП АРГОЛА-2.
Разработанный пакет программ позволяет по многим параметрам воспроизвести условия натурного полета ЛА в широких диапазонах изменения высоты полета, числа Маха, углов атаки и скольжения. При гиперзвуковых скоростях в этом пакете учитываются не моделируемые в АДТ факторы — эффекты реальных теплофизических свойств воздуха. С помощью ППП АРГОЛА-2 выполнены исследования обтекания и аэродинамических характеристик (АДХ) целого ряда ЛА [4].
Для проведения численного параметрического исследования аэродинамики возвращаемого аппарата «Клипер» использовалась модифицированная версия ППП АРГОЛА-2, работающая в режиме параллельных вычислений на многопроцессорной ЭВМ МВС-1000/16, что повышает эффективное быстродействие на порядок и более. В настоящей работе представлены следующие результаты выполненных исследований: математическая модель аэродинамической компоновки перспективного возвращаемого аппарата «Клипер», верификация численных результатов по имеющимся экспериментальным данным, структура полей течения и аэродинамические характеристики ВКА, полученные численным интегрированием уравнений Эйлера для совершенного и реального газов при числах Ми = 1.1 — 20 в диапазоне углов атаки а = -10^40° .
1. Математическая модель аэродинамической компоновки ВКА «Клипер».
Аэродинамическая компоновка ВКА «Клипер» была предложена профессором А. Г. Решетиным и разработана в ОАО РКК «Энергия» [1]. Аппарат представляет собой несущий корпус длиной Ь = 6 м, нижняя наветренная поверхность которого является частью сферы, а верхняя подветренная поверхность образована коническими и цилиндрической поверхностями (см. рис. 1). Сопряжение подветренной и наветренной поверхностей осуществлено плоскостями, составляющими с плоскостью симметрии аппарата угол 7°. У нижней поверхности донного среза корпуса ВКА установлен балансировочный щиток, форма наветренной поверхности которого в поперечном сечении аналогична форме наветренной поверхности корпуса у донного среза. Рассмотрены два варианта балансировочного щитка: вариант 1 (короткий) с хордой 0.535 м и вариант 2 (длинный)
с хордой 1.07 м. Ширина щитка — 2.57 м. Для создания дополнительного момента тангажа щиток отклоняется на углы 5 от +20 до -20°. Кроме этого, вдоль боковых плоскостей у донного среза натурного ВКА предполагается установить воздушный тормоз.
На основании чертежей общего вида была создана трехмерная математическая модель ВКА «Клипер» без воздушного тормоза с обоими вариантами балансировочного щитка. На рис. 1 показана вычислительная модель поверхности ВКА для варианта 2 балансировочного щитка.
2. Технология расчета обтекания ЛА и методика построения многозонной расчетной сетки. Подробное описание реализованных в ППП АРГОЛА-2 многозонной технологии расчета обтекания ЛА, принципов построения расчетной сетки, физической и численной моделей течения, а также методику учета реальных свойств газа можно найти в работе [4]. В настоящей статье эти вопросы приведены в кратком изложении.
Рассматривается пространственное обтекание летательного аппарата невязким сжимаемым газом и ставится задача расчета течения и определения аэродинамических характеристик численным методом с использованием регулярных сеток. Геометрические особенности летательного аппарата и сложная топология течения обычно делают невозможным построение единой регулярной сетки во всей расчетной области. Поэтому разработана технология расчета сложных пространственных течений путем разбиения поля течения на ряд областей (зон) регулярной формы [4]. Под регулярностью понимается то, что каждая область топологически эквивалентна кубу. В каждой области вводится регулярная сетка, топологически эквивалентная прямоугольной решетке. Сопряжение областей также выполняется регулярным образом — по любой из своих шести сторон область может граничить не более чем с одной областью, а узлы сеток на общей границе двух областей строго совпадают.
Нестационарные уравнения газодинамики решаются шагами по времени с использованием метода Годунова [5] и его уточняющих модификаций [6]. Это позволяет рассчитывать как трехмерные нестационарные течения, так и стационарные течения путем установления по времени. Метод установления дает возможность единым образом рассчитывать течения в
Рис. 2. Расчетная сетка:
а) в плоскости симметрии, б) в кормовом поперечном сечении, в) в плоскости симметрии
широком диапазоне изменения скоростей потока от дозвуковых до гиперзвуковых.
В качестве термодинамической модели рассматривается либо совершенный газ, либо воздух с равновесными физикохимическими процессами,
аппроксимируемыми по методике [7].
При сверхзвуковом обтекании летательного аппарата возмущенная область течения отделена от однородного внешнего потока головной ударной волной, переходящей на большом
расстоянии в конус Маха. Этим
обуславливается выбор формы расчетной области, схематично по-казанной
на рис. 2, а, б, в. Внешняя граница расчетной области должна целиком охватывать возмущенную область течения и головную ударную волну, но при этом иметь возможно меньшие размеры. Вниз по течению от аппарата расчетная область ограничена плоскостью, перпендикулярной к продольной оси аппарата. Удаление этой границы от аппарата подбирается так, чтобы
минимизировать ее влияние на процесс обтекания. Еще одной границей расчетной области служит плоскость симметрии летательного аппарата, поскольку в данной работе рассматриваются только симметричные режимы обтекания и рассчитывается половина поля течения.
На поверхности аппарата ставятся условия непротекания. На внешней границе расчетной области в качестве граничных условий задан однородный набегающий поток. На выходной плоскости задавались «мягкие» условия — экстраполяция рассчитываемых газодинамических параметров на каждом шаге А( интегрирования по времени.
Вся расчетная область делится на ряд подобластей (зон) регулярной формы для учета геометрических особенностей летательного аппарата и эффективной работы численного метода. Границы зон на поверхности аппарата показаны на рис. 1, а, б. Определяющим фактором здесь является кормовая часть аппарата с балансировочным щитком. Необходимость регулярного сопряжения четырехугольных элементов (щиток) и округлых элементов (верхняя сторона модели, скругленные углы) приводит к делению кормовой поверхности на семь зон (включая область щитка). От четырех периферийных зон кормовой поверхности (рис. 1, б), по принципу регулярного сопряжения, вперед отходят четыре полосы. Каждая полоса по длине поделена еще на две зоны. Эти полосы замыкаются в окрестности сферического носового затупления при помощи специальной конфигурации из трех носовых зон, позволяющей избежать сеточных аномалий (см. рис. 1, а).
Важным и достаточно трудоемким этапом является построение в целом многозонной расчетной области и сетки. В качестве внешней границы задается гиперболоид вращения, у которого могут варьироваться местоположение вершины, радиус кривизны в вершине, угол наклона оси, угол раскрытия и размеры поперечного сечения. Спереди гиперболоид отстоит от носовой точки аппарата на расстояние, равное радиусу передней сферы. В донной части расстояние до выходной границы составляет около одного диаметра аппарата для варианта 1 (короткого щитка) и около двух диаметров для варианта 2 (длинного щитка). Заданная область делится на ряд блоков в соответствии с выбранной выше топологией. В результате возникает структура из 32 блоков, изображенная на рис. 1, а, б. Затем осуществляется генерация расчетной сетки путем разбиения блоков на множество мелких ячеек по трем измерениям. При этом
автоматически соблюдается регулярное сопряжение фрагментов сетки на границах между блоками. Для примера
на рис. 2, а, б показана сетка для варианта расчета с числом М«, = 10.5 под нулевым углом атаки в плоскости симметрии (а) и в кормовом поперечном сечении (б). При малых числах Маха, когда требуются увеличенные размеры расчетной области, в качестве внешней границы используется комбинация эллипсоида и цилиндра. Для примера на рис. 2, в показана сетка в плоскости симметрии для варианта расчета с числом М«, = 1.1. Суммарное количество узлов сетки в разных вариантах расчета изменяется в пределах от 1.5 до 4 миллионов.
Отклонение балансировочного щитка моделировалось путем линейной деформации исходной расчетной сетки. С этой целью разработана программа, выполняющая необходимое преобразование расчетной сетки, соответствующее отклонению щитка на заданный угол 5.
Многозонное представление поля течения оказывается благоприятным фактором для проведения параллельных вычислений на многопроцессорной ЭВМ. В соответствии с этим выполнена постановка программы многозонного расчета ППП АРГОЛА-2 на 16-процессорной ЭВМ МВС-1000/16, построенной по архитектуре MPP (т. е. с раздельной памятью) и установленной на ФАЛТ МФТИ по грантам РФФИ 02-07-90475, 04-07-90345. Многопроцессорная ЭВМ МВС-1000/16 состоит из 16 + 1 процессорных модулей (16 вычислительных и один управляющий), в качестве которых использованы серверы SuperMicro 5012B-6 промышленного исполнения с процессорами IA-32 2.0 GHz, оперативная память в сумме составляет 25 GB. В параллельной версии программной системы [4] заданное множество областей распределяется между несколькими процессорами. Каждый процессор выполняет расчет приписанных к нему областей одновременно с другими процессорами. Эффективность параллельных вычислений проверялась путем расчета одного и того же варианта обтекания на разном числе процессоров. Результаты тестирования демонстрируют практически линейный рост производительности и в итоге 10-кратное ускорение расчета
на 12 процессорах.
3. Верификация используемых методов расчета по результатам экспериментальных исследований модели ВКА «Клипер». Как известно, пакеты прикладных программ необходимо верифицировать, т. е. устанавливать соответствие численной и физической моделей обтекания. Для этих целей, как правило, используют имеющиеся данные об аэродинамических характеристиках ЛА, полученные в аэродинамических трубах. ППП АРГОЛА-2 ранее уже подвергался всесторонней верификации и сравнению с известными результатами расчетов по другим программам, а также с многочисленными экспериментальными данными (см. [4]). С помощью пакета программ АРГОЛА-2 проведено численное моделирование аэродинамики различных ЛА и их элементов: затупленные носовые части, затупленные конические и цилиндрические фюзеляжи, компоновки воздушно-космических аппаратов, ракеты с оперением и без оперения, идеализированные ГЛА с ВРД и др.
В настоящей работе, с целью верификации используемых расчетных методов, на первом этапе были выполнены расчеты аэродинамических характеристик модели ВКА «Клипер» масштаба 1/42.9 в варианте 1 с коротким балансировочным щитком. Именно этот вариант модели был испытан в АДТ Т-114 ЦАГИ. Расчеты проведены при числе М«, = 4 и параметрах набегающего потока, соответствующих условиям испытаний в аэродинамической трубе Т-114, где было реализовано число Рейнольдса Re = 4.1 • 106, рассчитанное по длине модели и параметрам набегающего потока.
Коэффициенты аэродинамических сил сх, Су рассчитывались в связанной с ЛА системе координат как отношение сил, действующих на всю поверхность летательного аппарата, к произведению скоростного напора (д) и характерной площади модели аппарата S = 0.00395 м2. Коэффициенты моментов ш2 определены относительно условного центра масс, расположенного на оси х
в точке с координатами х0 = 0.5Ь от носка аппарата и рассчитывались как отношение моментов, действующих на модель, к произведению (д£Ь), где Ь = 0.14 м — длина корпуса модели. Аэродинамические характеристики определены путем интегрирования рассчитанного распределения давления по всей поверхности аппарата с учетом местного направления вектора нормали.
На рис. 3 показано сравнение расчетных значений аэродинамических коэффициентов модели возвращаемого аппарата с неотклоненным балансировочным щитком (линии) с аналогичными экспериментальными данными (маркеры), полученными при испытаниях модели в аэродинамической трубе Т-114 ЦАГИ. Видно, что результаты расчетов по ППП АРГОЛА-2 демонстрируют хорошее соответствие с экспериментом. При численном моделировании достаточно точно воспроизведена наиболее чувствительная к погрешностям характеристика шг(а). Отметим также факт согласования расчетных и экспериментальных величин коэффициента продольной силы сх(а), несмотря на то, что расчеты выполнены для невязкого газа. Расчеты по методике [8] показали, что для рассмотренных в работе больших чисел Re влияние эффектов вязкости и, в частности, вклад сил поверхностного трения в коэффициент сопротивления сх аппарата невелики (~ 2 3%).
4. Численное исследование аэродинамики ВКА «Клипер» на предполагаемой траектории спуска с орбиты. Численное моделирование течения около возвращаемого аппарата проводилось с целью выявить особенности пространственной топологии полей течения, изучить закономерности поведения основных аэродинамических характеристик, а также проанализировать при гиперзвуковых скоростях влияние эффектов реальных теплофизических свойств воздуха на структуру ударного слоя и аэродинамические характеристики аппарата.
Анализ характеристики ш2 варианта 1 ВКА «Клипер» показал, что эффективность короткого щитка недостаточна для обеспечения требуемой управляемости по тангажу. Поэтому в варианте 2 длина щитка была удвоена. В данном разделе анализируются поля течений около поверхности
ВКА «Клипер» варианта 2 с длинным щитком (см. сх, с„ „ рис. 1) и его аэродинамические характеристики.
Исследование проведено для двух моделей газа — совершенного с постоянным показателем адиабаты у = 1.4 и воздуха с учетом равновесных физико-химических превращений, происходящих в ударном слое при высоких температурах. Расчеты выполнены в диапазоне изменения числа М«, = 1.1 — 20, угла атаки а = -10 ^ 40° и высоты полета 15 < Н< 68 по предполагаемой
траектории спуска.
Коэффициенты аэродинамических сил и моментов рассчитывались по характерной площади ^ = 0.00385 м2 и длине Ь = 0.14 м, которые соответствуют масштабу трубной модели аппарата (7/300). Коэффициенты моментов определены относительно условного центра масс, расположенного в точке с координатами х0 = 0.59 Ь, у0 =-0.08 Ь. Аэродинамические характеристики определены с учетом донных сил. На рис. 4 — 6 показана структура полей течения совершенного газа при числах М«, = 10.5; 1.75; 1.1
2зг~ /
1.5 / Су У
С- „
-гтЬу 4 1 -
0 х ) 1 ... ■ ■ о 0 • с о
=+л- N
I
0.4
0.3
0.2
0 1
Рис. 3. Сравнение результатов расчетных экспериментальных АДХ ВКА «Клипер» неотклоненным
балансировочным щитком (5 = 0) при М» = 4:
------------расчет; • ■
-0.1
-0.2
и
с
• — эксперимент, АДТ Т-114 ЦАГИ, Яе = 4.1 • 106
и углах атаки, близких к балансировочным а = 40, 20,15° по траектории спуска с орбиты. Здесь приведены изолинии местного числа Маха в плоскости симметрии течения (2 = 0) и в поперечном сечении перед балансировочным щитком. Как обычно,
Рис. 4. Изолинии числа Маха при М» = 10.5 и а = 40°:
а) в плоскости симметрии аппарата; б) в поперечном сечении перед балансировочным щитком
Рис. 5. Изолинии числа Маха при М» = 1.75 и а = 20°: а) в плоскости симметрии аппарата; б) в поперечном сечении перед балансировочным щитком
Рис. 6. Изолинии числа Маха при М» = 1.1 и а = 15°:
а) в плоскости симметрии аппарата; б) в поперечном сечении перед балансировочным щитком
при сверхзвуковом обтекании аппарата формируется отсоединенная головная ударная волна (в виде жгута изолиний), ограничивающая область возмущенного течения газа от невозмущенного потока. За головной ударной волной около затупленной носовой части аппарата возникает
зона дозвукового течения, затем вниз по течению вдоль криволинейных образующих тела происходит разгон потока до сверхзвуковых скоростей. Далее у верхней поверхности аппарата в окрестности изломов образующих появляются центрированные волны разрежения, здесь же на участках прямолинейных образующих происходит слабое подтормаживание потока. По
поведению линий уровня М = const у поверхности тела можно говорить о формировании энтропийного слоя, причем при ненулевом угле атаки а этот слой с наветренной поверхности сносится к подветренной поверхности и в возмущенный поток.
Из анализа представленных полей течений следует, что при спуске с орбиты воздушнокосмический аппарат «Клипер» будет проходить через различные режимы обтекания. При гиперзвуковых скоростях и больших углах атаки (М«, = 10.5, а = 40°, рис. 4) значительная часть нижней поверхности аппарата омывается дозвуковым потоком. Затем поток медленно разгоняется, достигая перед балансировочным щитком значений М = 1.5 — 2. Наблюдаемый режим обтекания с заторможенным потоком газа может заметно снизить эффективность щитка при его отклонении вниз (5 > 0). На больших углах атаки аналогичный результат может иметь место при трансзвуковых и небольших сверхзвуковых скоростях (см. рис. 5, 6), когда вблизи наветренной поверхности аппарата образуется протяженная дозвуковая область. Здесь возможны
1 - 1
0.7S
3
__4
5
0.2S ' 0
10 О 10 20 30 40
------Tfrfr-I---------------------------------------------
Рис. 7. Аэродинамические характеристики ВКА «Клипер»:
---------с неотклоненным балансировочным щитком (5 = 0),
1 — Мад = 1.1, 2 — Мад = 1.75, 3 — Мад = 3, 4 — Мад = 6, 5 — Мад = 10.5;
•...... с отклоненным балансировочным щитком (5 = -10°), Мад = 10.5
режимы
обтекания с замыканием звуковой поверхности М = 1 на задней кромке щитка. В этом случае отклоняемый вниз щиток будет оказывать влияние вверх по потоку и на формирование глобальной картины течения. Для гиперзвуковых скоростей полета и больших углов атаки у подветренной поверхности аппарата, как обычно, возникает висячий скачок уплотнения (рис. 4, б).
На представленных рисунках видна также нетривиальная топология течения в ближнем следе за аппаратом — вихревая зона возвратно-циркуляционного движения с волнами сжатия и разрежения, а также с контактными разрывами.
На рис. 7 в связанной с ЛА системе координат приведены основные аэродинамические характеристики сх, тг, К воздушно-космического аппарата «Клипер» для режимов обтекания
совершенным газом в диапазоне чисел Мот = 1.1 — 10.5 и углов атаки -10°<а<40° при неотклоненном (5 = 0) положении балансировочного щитка. Видно, что по траектории полета существенно (почти в три раза) изменяется коэффициент сх, а балансировочный угол атаки абал может изменяться от ~17 до ~36°. Это означает, что для устойчивого полета по траектории спуска, в частности, для сохранения одного и того же балансировочного угла атаки, потребуется значительное отклонение балансировочного щитка. Здесь же на рис. 7 представлены результаты расчетов сх, тг, К при отклоненном (5 = -10°) состоянии балансировочного щитка. Из анализа представленных на рисунке данных следует, что при отклонении вверх (5 = -10°) щиток достаточно эффективен и балансировочная кривая тг = тДа) заметно сдвигается на кабрирование, что равносильно увеличению балансировочного угла атаки абал примерно на 9°.
Известно, что на гиперзвуковых скоростях полета из-за высоких значений температуры за головной ударной волной уже при Т > 1000 К в воздухе возбуждаются внутренние степени свободы молекул, при Т > 2000 К диссоциирует молекулярный кислород, а при Т > 4000 К начинает диссоциировать азот. Указанные процессы энергоемки и приводят к увеличению
Рис. 8. Линии М = const в плоскости симметрии ВКА «Клипер» при М = 20, а = 40°, 5 = -10°:
а) совершенный газ (у = 1.4); б) воздух с учетом равновесной диссоциации
теплоемкости газа и, следовательно, к уменьшению эффективного показателя адиабаты у < 1.4 . В этом случае расчеты в рамках модели совершенного газа могут дать существенную погрешность и необходимо учитывать реальные свойства воздуха. Для количественной оценки влияния реальных свойств
газа на гиперзвуковых скоростях полета были выполнены расчеты обтекания аппарата как совершенным газом, так и воздухом с учетом равновесной диссоциации при М«, = 20, а = 40°, 5 = -10°. Расчеты показали, что в ударном слое изменяется распределение местного числа М (рис. 8), возрастает плотность реального воздуха и существенно уменьшается отход ударной волны от тела. Однако давление, как консервативный газодинамический параметр, изменяется менее существенно. Если за сильным скачком у носового затупления давление в равновесно-диссоциирующем воздухе немного превосходит давление в совершенном газе, то далее вниз по течению на большей части нижней поверхности аппарата из-за разгона потока давление в воздухе оказывается меньше давления в совершенном газе. Ближе к кормовой части аппарата кривые распределения давления в воздухе и совершенном газе могут поменяться местами. Таким образом, влияние не моделируемого в аэродинамических трубах фактора — реальных термодинамических свойств воздуха — может проявиться при интегрировании локальных значений давления, т. е. при определении аэродинамических характеристик аппарата «Клипер». При этом отличие в коэффициентах продольной сх и нормальной Су аэродинамических сил для равновесно-диссоциирующего воздуха от случая совершенного газа составляет несколько процентов, а для коэффициента продольного момента ш2 учет реальности газа изменяет балансировочный угол атаки абал на 1.5 — 2°.
Заключение. Главной задачей данной работы было проведение численных исследований аэродинамических характеристик и структуры обтекания перспективного возвращаемого космического аппарата типа несущий корпус «Клипер». В процессе выполнения работы создана трехмерная математическая модель аппарата «Клипер» с двумя вариантами балансировочного щитка.
Рассмотрено пространственное обтекание летательного аппарата невязким сжимаемым газом и выполнены расчеты течения с определением интегральных аэродинамических
характеристик при М«, = 1.1 — 20 в диапазоне углов атаки а = -10-^40° . Стационарные решения получены на основе принципа установления по времени с использованием метода Годунова и его уточняющих модификаций. В качестве термодинамической модели рассматривались либо совершенный газ, либо воздух с равновесными физико-химическими процессами. Для гиперзвукового числа М«, = 20 проведено исследование влияния на аэродинамику аппарата не моделируемых
в АДТ факторов — реальных теплофизических свойств воздуха. Расчеты выполнялись при помощи ППП АРГОЛА-2, в котором реализована технология разбиения сложного пространственного поля течения на ряд областей регулярной формы. Использован режим параллельных вычислений на многопроцессорной ЭВМ МВС-1000/16, что повышает эффективное быстродействие на порядок и более. Расчетные методы верифицированы с использованием результатов экспериментальных исследований модели возвращаемого аппарата «Клипер», проведенных в
АДТ Т-114 ЦАГИ при числе М«, = 4 в диапазоне углов атаки а = -5 ^40° . Получено хорошее соответствие расчетных и экспериментальных данных.
Из особенностей аэродинамических характеристик модели ВКА следует отметить трехкратное уменьшение коэффициента сопротивления сх при изменении числа Маха от М«, = 1.1 до Мот = 10.5. Для сверхзвуковых и гиперзвуковых чисел Маха в расчетах обнаружен режим самобалансировки аппарата, который реализуется на положительных углах атаки а от 17 до 36°, близких к параметрам траектории спуска.
Проведенные исследования и полученные результаты будут полезны для оценки летнотехнических характеристик бескрылого варианта перспективного возвращаемого аппарата
«Клипер», анализа его преимуществ и недостатков по сравнению с крылатым вариантом и другими существующими и проектируемыми аналогами, например, с аппаратами Pre-X (Франция) и Х-38 (США). Кроме того, имеющийся массив данных по аэродинамике аппарата позволяет исследовать различные режимы его возвращения с орбиты. Разработанные программы и приобретенный опыт параллельных вычислений будут полезны при численном исследовании аэродинамики других летательных аппаратов.
Работа выполнена при поддержке РФФИ по грантам № 05-01-08087офи_а и № 05-08-50233а, ВЦП РНП ВШ.2.1.1.5904.
ЛИТЕРАТУРА
1. Дядькин А. А., Симакова Т. В., Дроздов С. М. Влияние подвесных устройств на аэродинамические характеристики моделей при испытаниях в аэродинамических трубах / Труды международной конференции «Фундаментальные проблемы высокоскоростных течений». — Россия, Жуковский, сентябрь 21 — 24, 2004.
2. Gentry A. E., Smytn D. N., Oliver W. R. The МАКК-1У supersonic — hypersonic arbitrary — body program. Vol. I, II. AFFDL-TR-73-159.
3. Михайлов Ю. Я., Савин И. В., Челышева И. Ф., Юмашев В. Л.
Комплекс АРГОЛА: Автоматизированный Расчет Гиперзвукового Обтекания Летательного Аппарата // Труды ЦАГИ. — 1993. Вып. 2478.
4. Косых А. П., Нерсесов Г. Г., Челышева И. Ф., Юмашев В. Л.
Численное моделирование пространственного обтекания сверхзвуковых летательных аппаратов и их элементов на основе многозонной технологии // Ученые записки ЦАГИ. —
2004.
Т. XXXV, № 1 — 2.
5. Годунов С. К., Забродин А. В., Иванов М. Я., Крайко А. Н.,
Прокопов Г. П. Численное решение многомерных задач газовой динамики. — М.: Наука.
— 1976.
6. Колган В. П. Применение принципа минимальных значений производной к построению конечно-разностных схем для расчета разрывных решений газовой динамики //
Ученые записки ЦАГИ. — 1972. Т. III, № 6.
7. Дьяконов Ю. Н. Пространственное обтекание затупленных тел с учетом равновесных физико-химических реакций // ДАН. —1964. Т. 157, № 4.
8. Воротников П. П. Расчет коэффициентов сопротивления трения и теплопередачи пластины, конуса и тупоносого тела в окрестности критической точки при турбулентном течении в пограничном слое // Труды ЦАГИ. — 1964. Вып. 937.
Рукопись поступила 30/12006 г.
