CC BY
234
Том XL
УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ ЦАГИ 2 0 09
№ 2
УДК 629.782.015.3
629.782.015.076.8:525.7
ЧИСЛЕННОЕ МОДЕЛИРОВАНИЕ АЭРОДИНАМИКИ КРЫЛАТОГО ВОЗВРАЩАЕМОГО КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА
А. В. ВАГАНОВ, С. М. ДРОЗДОВ, А. П. КОСЫХ, Г. Г. НЕРСЕСОВ,
И. Ф. ЧЕЛЫШЕВА, В. Л. ЮМАШЕВ
Численно исследованы структура обтекания и аэродинамические характеристики крылатого возвращаемого космического аппарата (ВКА) нового поколения сравнительно небольших размеров. Рассмотрена компоновка ВКА — ЦАГИ [1, 2], имеющая сложную конфигурацию: сильно затупленный фюзеляж, крыло с переменной стреловидностью передней кромки и двумя концевыми оперениями, элевоны, фюзеляжный балансировочный щиток, вертикальное оперение с установленными на нем рулем направления и воздушным тормозом.
Расчеты проведены для невязкого и нетеплопроводного газа в диапазонах изменения числа M„ от 1.1 до 16.5 и угла атаки а от нуля до 45°. С помощью численного моделирования определены основные аэродинамические характеристики ВКА, особенности топологии полей течения, а также исследовано влияние реальных теплофизических свойств воздуха при гиперзвуковых скоростях.
Ключевые слова: воздушно-космический самолет, численное моделирование, аэродинамические характеристики, реальные теплофизические свойства воздуха.
Для решения проблем транспортировки полезных грузов на околоземную орбиту и выполнения требуемых операций в космосе признано целесообразным создать многоразовый летательный аппарат нового поколения. Такого рода аппарат, сочетающий в себе особенности космического корабля и самолета, предназначен для полета по орбите с последующим входом в атмосферу и самолетной посадкой на заданный аэродром. Типичными представителями воздушнокосмических самолетов (ВКС) первого поколения являются орбитальные самолеты «Space Shuttle» (США) и «Буран» (Россия).
В ЦАГИ при разработке концепции крылатого возвращаемого аппарата нового поколения использовался накопленный опыт исследования прообразов орбитальных кораблей, в том числе аппарата типа несущий корпус [3]. В результате итерационного процесса, обеспечивающего компромисс между требованиями к аэродинамическим характеристикам ВКА на гиперзвуковых скоростях и режимах посадки, а также возможностью обеспечения теплозащиты, была сформирована аэродинамическая компоновка крылатого возвращаемого аппарата. Основными особенностями аэродинамической компоновки нового аппарата являются его сравнительно небольшие размеры и наличие крыла, обеспечивающего высокие аэродинамические характеристики. Успех создания такого летательного аппарата в значительной степени определяется комплексным подходом к решению возникающих аэротермодинамических задач, который предполагает сочетание трубного эксперимента, расчетно-теоретических методов и летных испытаний. Для данного варианта компоновки ВКА не проведены экспериментальные исследования, поэтому база данных об аэродинамических характеристиках была получена, как обычно, с помощью существующих инженерных пакетов программ и численных расчетов в рамках пространственного обтекания невязким и нетеплопроводным газом.
В настоящей работе представлены результаты численного моделирования обтекания ВКА с неотклоненными органами управления при сверх- и гиперзвуковых скоростях полета.
Для расчетов использована созданная в ЦАГИ программная система АРГОЛА-2, в которой реализована многозонная технология расчета течений газа сложной топологии [4]. Система АРГОЛА-2 прошла многократную проверку при исследовании аэродинамики ряда летательных аппаратов, результаты расчета которых подвергались сравнению с данными экспериментов в аэродинамических трубах.
Среди проблем, связанных с созданием воздушно-космического аппарата, большое значение имеет задача исследования влияния теплофизических свойств воздуха на аэродинамические характеристики ВКА. Воздушно-космический аппарат при возвращении на Землю спускается с орбиты на больших углах атаки при гиперзвуковых скоростях. На этих режимах полета необходимо учитывать происходящие в воздухе при высоких температурах реальные физикохимические процессы (возбуждение внутренних степеней свободы молекул, диссоциацию молекул кислорода и азота и т. д.). Это приводит к увеличению теплоемкости газа (уменьшению показателя адиабаты) и существенному изменению газодинамической среды, в которой находится возвращаемый аппарат.
В программной системе АРГОЛА-2 при гиперзвуковых числах Мте учитывается влияние не моделируемых в наземном эксперименте реальных теплофизических свойств воздуха на поле течения и основные аэродинамические характеристики летательного аппарата cx, cy, mz . Сравнительно небольшие величины поправок Acx, Ac^, Amz на учет реальных свойств воздуха при высоких температурах требуют выполнения достаточно жестких требований к точности проводимых расчетов обтекания аппарата. В то же время малость этих поправок не снижает актуальности исследования влияния реальных свойств воздуха на аэрогазодинамику аппарата и эффективность органов управления. Как показали исследования воздушно-космических самолетов первого поколения «Space Shuttle» [5], «Буран» [6 — 8] и экспериментального самолета [9], особенно важен учет влияния реальных свойств газа на момент тангажа mz , поскольку по траектории возвращения при больших углах атаки спрогнозированная для термодинамически совершенного газа (Y = 1.4) балансировочная кривая mz = mz (а) в случае реального воздуха сдвигалась в направлении кабрирования на несколько градусов по углу атаки а. Таким образом, в натурном полете (по траектории спуска с орбиты) для сохранения расчетного балансировочного угла атаки аб^ необходимо отклонять кормовой щиток вниз, что может привести к неблагоприятным последствиям — интенсивному нагреванию щитка. Подобное явление наблюдалось в первом полете ВКС «Space Shuttle».
1. Результаты расчетов обтекания ВКА совершенным газом и равновесно-диссоции-рующим воздухом. Общий вид крылатого ВКА показан на рис. 1. Поверхность летательного аппарата связана с правой декартовой системой координат x, y, z, при этом оси x и y расположены в плоскости симметрии. Ось x совпадает со строительной горизонталью, а ось y направлена вертикально вверх и проходит через носок сферического затупления фюзеляжа. В системе x, y, z известны координаты крайней передней точки фюзеляжа (0, -0.0445L, 0), где L = 9000 мм — длина фюзеляжа. Задача невязкого обтекания такого аппарата ставилась для нестационарных уравнений газодинамики. Пространственное стационарное поле течения рассчитывалось методом установления по времени путем задания некоторого начального распределения параметров потока газа и расчета его эволюции к конечному состоянию. При построении численного решения на поверхности летательного аппарата выполнялись условия непротекания. На внешней границе расчетной области был задан однородный набегающий поток. На выходных границах задавались «мягкие» условия — экстраполяция рассчитываемых газодинамических параметров, проводимая на каждом шаге интегрирования по времени.
Трудоемким этапом расчетного исследования было построение многозонной расчетной сетки. Для расчета трехмерного течения около летательного аппарата использовалось разбиение сложной области течения на ряд простых подобластей, объединенных по длине аппарата в зоны (рис. 1, б, в). В каждой зоне вводилась регулярная сетка, в общем случае неравномерная и криволинейная. Путем изменения сеточных геометрических параметров расчетная сетка была адаптирована к сложной аэродинамической форме ВКА, включающей в себя фюзеляж со сферическим носовым затуплением, две консоли крыла с наплывом и законцовками, вертикальный киль и фюзеляжный щиток. Расчетная сетка содержала от 3 до 6.5 млн. ячеек в зависимости от варианта
О 5000 10000
Рис. 1. Математическая модель возвращаемого космического аппарата (ВКА):
а — математическая модель ВКА; б — пространственная картина разбиения расчетной области на зоны; в — разбиение поверхности аппарата на участки в соответствии с буквенными обозначениями зон
расчета. Расчет методом установления требовал до нескольких десятков тысяч шагов по времени. Вычислительная трудоемкость задачи обусловила использование программной системы АРГОЛА-2 в режиме параллельных вычислений на многопроцессорной ЭВМ МВС-1000/16. Астрономическое время расчета одного варианта в параллельном режиме на 16 процессорах составляло от 6 до 15 часов.
В данном разделе основное внимание уделено изучению влияния числа Мте, угла атаки а и реальных теплофизических свойств воздуха, прежде всего равновесной диссоциации, на течение около летательного аппарата при неотклоненных органах управления. В результате численного моделирования обтекания получена обширная информация о пространственном поле течения около компоновки ВКА. В частности, определены положение и форма головной ударной волны, распределения давления р, плотности р, компонентов вектора скорости, местного числа Маха и других параметров. Отметим, что в расчетах и далее на рисунках линейные размеры взяты в миллиметрах, а газодинамические параметры отнесены соответственно к параметрам набегающего потока. Обработка полученных результатов проведена с использованием средств машинной графики.
Из анализа полей течений следует, что при спуске с орбиты воздушно-космический аппарат будет проходить через различные режимы обтекания. На рис. 2 показаны фрагменты расчетной области и поля течения в виде уровней местного числа Маха при трех значениях числа Мте = 1.1, 2, 16.5 для угла атаки а = 20°. При сверх- и гиперзвуковом обтекании, как обычно, формируется отсоединенная головная ударная волна, ограничивающая область возмущенного течения газа. По мере увеличения Мте возмущенная область течения около аппарата заметно сокращается. Характер течения при Мте = 1.1 типичен для трансзвуковых режимов, когда у носового затупления формируется обширная дозвуковая область с последующим разгоном потока на подветренной стороне в волне разрежения до сверхзвуковых скоростей с замыкающими скачком и переходом к околозвуковому течению (рис. 2, а). Для сверхзвуковых чисел Мте = 2 и 16.5 (рис. 2, б, в) у верхней поверхности аппарата в окрестности больших кривизн видны также нецентрированные волны разрежения, далее на участках прямолинейных образующих происходит слабое торможение потока. Около нижней поверхности тела возникает энтропийный слой газа, причем при больших углах атаки этот инертный слой газа с наветренной поверхности уносится к подветренной поверхности и в возмущенный поток.
Для умеренных углов атаки (а < 20°) при трансзвуковых скоростях вблизи наветренной поверхности аппарата образуется протяженная дозвуковая область (рис. 2, а). С увеличением
Рис. 2. Поле течения около ВКА в плоскости симметрии z = 0, а = 20° (изолинии М = const):
а — М^ = 1.1 ; б — M^ = 2 ; в — М^ = 16.5 , совершенный газ, Y = 1.4
Рис. 3. Поле течения около ВКА в плоскости симметрии z = 0, М^ = 16.5 (изолинии М = const):
а — а = 30°, совершенный газ, у = 1.4; б — а = 40°, совершенный газ, у = 1.4; в — а = 40°, воздух, Н = 63 км
угла атаки (а > 20 ) возможны 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.
Влияние равновесной диссоциации воздуха (Н = 63 км, М ^ = 16.5) можно видеть на рис. 3. Для воздуха заметно уменьшается толщина ударного слоя у носового затупления и нижней поверхности аппарата по сравнению со случаем совершенного газа. При гиперзвуковых скоростях и больших углах атаки (а > 40°) на переднюю часть нижней поверхности аппарата распространяется область дозвукового течения за головной ударной волной. Затем поток постепенно разгоняется, достигая перед балансировочным щитком сверхзвуковой скорости.
Как известно [7, 8], одной из наиболее трудных задач является расчет течения у затупленной передней кромки крыла переменной стреловидности. У передней кромки крыла обычно формируются внутренние скачки уплотнения, волны разрежения и тангенциальные разрывы.
б
Рис. 4. Структура течения в поперечных сечениях, а = 30° (изолинии p/p= const): 1 — Мте = 2; 2 — Мте = 16.5, совершенный газ, у = 1.4
Рис. 5. Распределение коэффициента давления по поверхности аппарата в поперечных сечениях, а = 30°: а — Мте = 2; б — Мте = 16.5, совершенный газ, у= 1.4
1.5
0.5
|| 2
\ - \ /yU, / 4 — 1
V ч‘ 1 А1 —\—
1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 і ц і і iL_
0
2000
4000
6000
8000
10000
Рис. Т. Влияние реальных свойств воздуха на распределение давления по поверхности аппарата, M^ = 1б.З , а = 4Go:
1 — наветренная сторона плоскости симметрии; 2 — вдоль кромки крыла;-совершенный газ, у = 1.4; --------------
воздух, H = бЗ км
При гиперзвуковых скоростях в окрестности передней кромки головная ударная волна может взаимодействовать с внутренним скачком от крыла, что приводит к локальным максимумам давления и теплового потока.
На рис. 4 показаны форма и положение головной ударной волны в поперечных сечениях х = const для двух значений числа = 2 и
1б.З. Этот рисунок свидетельствует об уровнях давления в ударном слое, а также о зарождении и существовании ряда особенностей течения. В отличие от режимов обтекания (1.1 < M< 2), когда для всех рассмотренных углов атаки головная ударная волна проходит мимо консолей крыла, в случаях 4 < M< 1 б.З головная ударная волна взаимодействует со скачком от крыла и изменяет свою форму, распространяясь вдоль затупленной передней кромки. На этом же рисунке наряду со скачком от крыла видны еще два внутренних висячих скачка уплотнения: скачок, сформировавшийся у боковой поверхности фюзеляжа и скачок в окрестности плоскости симметрии. При гиперзвуковом обтекании на крыле вблизи передней кромки образуется линия растекания потока, в окрестности которой газодинамические параметры имеют ярко выраженные локальные экстремумы, наблюдаемые, в частности, на распределениях коэффициента давления (рис. З). При = 1б.З в поперечных сечениях отчетливо видны пики на затупленной кромке крыла, где давление заметно превышает средний уровень на нижней поверхности аппарата и тем более давление на верхней поверхности. На рис. б показана кардинальная перестройка течения на поверхности ВКА с изменением угла атаки а от нуля до 4Go. При этом линия растекания на затупленной передней кромке крыла, сформировавшаяся при нулевом угле атаки, для а = 4Go остается в малой окрестности кромки и лишь незначительно смещается на наветренную сторону крыла.
Распределения давления в плоскости симметрии z = G на нижней поверхности ВКА и вдоль кромки крыла для совершенного газа и воздуха приведены на рис. 7 (M= 1б.З , а = 4Go). Здесь видно, что давление изменяется от максимального значения в критической точке до минимально-
Рис. б. Линии тока на поверхности ВКА, M^ = 1б.З , совершенный газ:
а — а = G; б — а = 4Go
s
го значения в окрестности балансировочного щитка. При этом оно слабо изменяется в срединной части аппарата и заметно уменьшается в нецентрированной волне разрежения у профилированной поверхности кормовой части фюзеляжа.
Если для умеренных углов атаки давление на нижней поверхности превосходит давление на верхней поверхности в несколько раз, то для больших углов атаки различие в значениях давления может достигать более одного порядка. Зависимость Ср (х) вдоль линии растекания на
кромке крыла содержит резкий подъем при переходе от наплыва к основному крылу меньшей стреловидности.
В равновесно-диссоциирующем воздухе головная ударная волна располагается существенно ближе к поверхности аппарата и, как следствие, взаимодействие скачков происходит выше по потоку, чем в совершенном газе. Это приводит к более интенсивному взаимодействию головной ударной волны со скачком от затупленной кромки и, соответственно, к более высоким пикам давления на линии растекания. На рис. 7 рассмотрен случай а = 40°, поскольку максимальное влияние реальных свойств воздуха ожидается на тех участках траектории, на которых полет происходит с большими углами атаки.
Известно, что в ударных волнах и волнах разрежения поведение основных газодинамических параметров в совершенном газе (у = 1.4) может существенно отличаться от течения с учетом теплофизических свойств воздуха, т. е. при изменении показателя адиабаты у. В частности, это имеет место для распределения давления и плотности по поверхности аппарата. На рис. 8 дано сравнение спектров давления и плотности по нижней поверхности ВКА для двух моделей газа. Ясно, что в кормовой части нижней поверхности аппарата давление в совершенном газе превосходит уровни давления для реального воздуха. Отмеченный факт, как будет показано ниже, является определяющим для момента тангажа. При этом верхняя поверхность для больших углов атаки большой роли не играет из-за сравнительно малых абсолютных значений давления на ней.
2. Аэродинамические характеристики ВКА. При численном моделировании наряду с полями течения, как итоговый результат, исследовались аэродинамические характеристики возвращаемого аппарата. Аэродинамические силы и моменты получены интегрированием сил давления и моментов, приложенных к элементарным сеточным площадкам поверхности летательного аппарата. При вычислении коэффициентов аэродинамических сил сх, су и момента тангажа т2
силы отнесены к £кр, а момент — к £кр Ь , где £кр — характерная площадь крыла (базовой трапеции), =р^ У^ /2 — скоростной напор, Ь — длина фюзеляжа. В расчетной системе коор-
Рис. 8. Изолинии плотности и давления на нижней поверхности ВКА (Мте = 16.5, а = 40° ):
а — совершенный газ, у = 1.4 ; б — воздух, Н = 63 км
динат центр масс располагался в точке (хцм = 0.695Ь, уцм = 0). Расчетные аэродинамические характеристики сх, су, т2 определены с учетом донных сил, полученных в численном моделировании. Для всех рассмотренных чисел Мте > 1 вклад донных сил в суммарные силы и моменты вычислялся интегрированием расчетных распределений давления по кормовой поверхности аппарата с учетом поверхности балансировочного щитка.
Традиционно сложной задачей численного моделирования является расчет течения в донной области летательного аппарата. В ряде случаев стараются упростить задачу, ограничивая расчет плоскостью кормового среза и привлекая эмпирические данные о донном давлении. Однако такой подход к моделированию неэффективен, если летательный аппарат имеет существенные конструктивные элементы (крыло, киль, щиток), выступающие за кормовой срез. Поэтому в настоящей работе выходная граница расчетной области отодвинута от летательного аппарата вниз по потоку, так что донная область оказывается вовлеченной в расчет.
Необходимо отметить, что даже в невязкой постановке задачи в численном решении всегда присутствует аппроксимационная «вязкость» как следствие дискретизации функций по пространству и времени. Поэтому при численном решении получаются течения с возвратноциркуляционными зонами в донной области, внешне похожие на физические течения (по крайней мере, в тех случаях, когда число Яе достаточно велико, а точки отрыва определяются острыми кромками конструктивных элементов ЛА). Если вклад реальных вязких сил мал по сравнению с силами инерции, то можно ожидать, что именно последние будут определять общую конфигурацию течения, а погрешность в интегральном балансе импульса в донной области будет невелика. Однако при этом нельзя рассчитывать на воспроизведение детальной структуры донного течения, поскольку в количественном отношении численная «вязкость» не соответствует физической вязкости и отсутствуют условия прилипания на поверхности.
Накопленный опыт эксплуатации ППП АРГОЛА-2 и сравнения расчетных аэродинамических характеристик с экспериментальными данными для различных компоновок летательных аппаратов позволяет сделать вывод о том, что погрешности в определении суммарных сил и мо-
0.14
0.12
0.1
0.08
0.06
0.04
0.02
: - і
2
: су \
2
м„
0 і 1 0 1 5 1 23
10 15 20
0.01
0.005
-0.005
-0.01
-0.015
-0.02
-0.025
-0.03
-0.035
0.8 0.6 0.4
0.2
-0.2
2.5 2
1.5 1
0.5
-0.5 -1
Рис. 9. Зависимость аэродинамических характеристик аппарата от числа М„ для совершенного газа: 1 — а = 0; 2 — а = 20°;--------------------------------------расчет, АРГОЛА-2, ЦАГИ;........ — расчет, ЦНИИМАШ
= щ
, , , , /‘ *
0 П і 1 0 1 5 2
- /<£-\у 1
\к
2
\
о і 1 0 1 5 ] 23
0.25
0.2
0.15
0.1
0.05
0 5 10 15 20 25 ЗО 35 40 45 50
Рис. 10. Зависимость аэродинамических характеристик аппарата от угла атаки а:
1 — М„ = 1.1; 2 — М„ = 2; 3 — М„ = 4; 4 — М„ = 16.5, совершенный газ, у = 1.4; 5 — М„ = 16.5,
воздух, Н = 63 км
ментов невелики. Об этом же, в частности, свидетельствует верификация пакета программ, проведенная ранее для бескрылого аппарата «Клипер» [3] с помощью экспериментальных данных.
В настоящее время для исследуемой модели крылатого ВКА экспериментальные данные отсутствуют, поэтому было целесообразным провести также численное моделирование обтекания другим пакетом программ, созданным в ЦНИИМАШ. На рис. 9 проведено сопоставление расчетных аэродинамических характеристик возвращаемого аппарата с неотклоненным балансировочным щитком (5щ = 0), полученных по двум различным программным системам. Эти сравнения свидетельствуют о вполне удовлетворительном согласовании расчетных данных ЦАГИ и ЦНИИМАШ [10]. При больших сверхзвуковых скоростях аэродинамические характеристики летательного аппарата стремятся к предельным значениям, слабо зависящим от числа Мте . Как известно, в совершенном газе с постоянным показателем адиабаты у = 1.4 указанная тенденция соответствует принципу гиперзвуковой стабилизации течения. Отметим, что при проведении сравнений сила сопротивления и продольный момент пересчитаны на условия рдон = рт.
На рис. 10 представлены основные аэродинамические характеристики ВКА для совершенного газа и реального воздуха. Здесь показано влияние числа Мте и угла атаки а на аэродинами-
ческие характеристики cx, cy, mz. Как следует из анализа результатов расчетов, для всех чисел Мте значителен вклад в общее сопротивление потока передней затупленной части фюзеляжа, а для М„ = 1.1, 1.45, 2 заметен также вклад донных сил. В подъемную силу свою лепту вносят практически все элементы аппарата с преобладающим вкладом крыла и фюзеляжа. Для положительных углов атаки (а > 0) и всех скоростей полета, как обычно, нижняя наветренная поверхность аппарата вносит основной вклад в подъемную силу и соответственно Су > 0.
Однако на нулевом угле атаки все обстоит гораздо сложнее. Так при трансзвуковых и малых сверхзвуковых скоростях (1.1 < М„ < 2) реализуется положительная подъемная сила из-за преобладающего вклада нижней поверхности крыла. При числах Маха 4 < Мте < 16.5 определяющую роль играет верхняя поверхность фюзеляжа, прежде всего его передняя часть. В этом случае значения подъемной силы отрицательны (Су < 0).
Обращает на себя внимание поведение зависимостей cx (а) и mz (а) в трансзвуковом режиме (М„ = 1.1), выраженное в резком скачке этих характеристик при переходе от угла атаки
а = 15° к а = 20°. Чтобы понять причину этого явления, было проведено сравнение распределений давления на подветренной стороне аппарата для этих двух режимов обтекания.
Анализ газодинамических полей показал, что картина течения у верхней поверхности крыла резко меняется при переходе от а = 15° к а = 20°. При а = 15° имеет место режим безотрывного обтекания с местной сверхзвуковой зоной и замыкающим скачком уплотнения. При а = 20° слабо выраженный скачок располагается вблизи передней кромки, а верхняя поверхность крыла из-за схемной вязкости оказывается в срывной зоне с более однородным распределением давления и более высоким его уровнем в среднем по крылу. При этом следует отметить, что в проведенном численном моделировании условия прилипания на поверхности аппарата отсутствовали.
Из предшествующих исследований известно, что при гиперзвуковых скоростях и больших углах атаки в ударном слое около летательного аппарата происходят физико-химические превращения компонент воздуха, заметным образом влияющие на аэродинамические характеристики и, прежде всего, на момент тангажа. До настоящего времени этот вопрос достаточно глубоко изучался путем численного и частично экспериментального моделирования. Так для ВКС «Буран» [6 — 8] были получены расчетные поправки Acx, ДСу, Amz к коэффициентам аэродинамических сил и момента тангажа с учетом реальных свойств газа. Для гипотетической траектории полета (Ма> е [10; 23], а е [30°; 40°], H е [50 км, 70 км]) поправки к cx, cy располагались в следующих диапазонах 0.003 <Acx <0.04; 0.01 <Acy <0.05 и составляли несколько процентов от
номинальных значений аэродинамических коэффициентов. Столь же невелики по абсолютной величине моментные поправки 0.001 < Amz < 0.01, однако они существенно изменяли балансировочный угол атаки. Например, в траекторной точке (H = 70 км, Мте = 23, а = 34°) поправка на реальность в значении коэффициента продольного момента mz достигала максимума ~ 0.01. Для сохранения балансировки ВКС «Буран» в натурном полете это означало бы дополнительное балансировочное отклонение фюзеляжного щитка приблизительно на 20°.
Численное исследование влияния реальных термодинамических свойств воздуха на аэродинамические характеристики гиперзвукового летательного аппарата еще более усложняется для малоразмерных воздушно-космических аппаратов типа «Бор», «Гермес», «Клипер», ВКА — ЦАГИ. Дело в том, что геометрические особенности такого типа компоновок могут привести к значительному уменьшению поправок Acx, Acy, Amz на влияние реальности газа по сравнению с аналогичными поправками для ВКС «Буран» или «Space Shuttle». Это означает, что учет малых поправок на реальность для исследуемого в данной работе ВКА ужесточает требования к точности проводимых расчетов и к оценке эффективности органов управления. Особенно это важно при определении момента тангажа, поскольку, как уже отмечалось выше, в реальном воздухе балансировочная кривая mz (а) может заметно сдвинуться по углу атаки а по сравнению с совершенным газом.
Рис. 11. Влияние реальных свойств воздуха на вклад элементов ВКА в аэродинамические характеристики (М = 16.5, а = 40°):
Г~1 — совершенный газ, у = 1.4; | — воздух, Н = 63 км
При гиперзвуковых скоростях из-за высоких значений температуры за головной ударной волной в воздухе возбуждаются внутренние степени свободы молекул, диссоциируют кислород и азот. Указанные процессы энергоемки и приводят к увеличению теплоемкости газа и, следовательно, к уменьшению эффективного показателя адиабаты у < 1.4. Плотность газа может возрастать в несколько раз. Однако давление как консервативный газодинамический параметр изменяется менее существенно (см. рис. 7, 8). Если за сильным скачком на носовом затуплении давление в равновесно-диссоциирующем воздухе незначительно превосходит давление в совершенном газе (у = 1.4), то далее вниз по течению на большей части поверхности аппарата из-за разгона потока давление в воздухе меньше давления в совершенном газе.
Разность давления в воздухе и совершенном газе в любой точке поверхности мала и, что важно, имеет разные знаки на различных частях аппарата. В частности, на передней части аппарата давление в равновесном воздухе больше, чем в потоке совершенного газа, затем ниже по течению знак разности меняется на обратный. Аналогичную картину можно наблюдать при анализе распределения давления в поперечных сечениях летательного аппарата. Далее в центральной части и с развитием основного крыла у его нижней поверхности формируется течение, в котором почти всюду давление в потоке реального воздуха меньше, чем в потоке совершенного газа. На кормовой части аппарата разность значений давления увеличивается в местной зоне разрежения потока. Указанное обстоятельство определяет соотношение аэродинамических характеристик аппарата в совершенном газе и равновесном воздухе. Таким образом, для гиперзвуковых режимов обтекания учет эффектов равновесной диссоциации воздуха приводит к понижению давления, прежде всего, на кормовой части несущей поверхности и, следовательно, к появлению дополнительного положительного момента тангажа.
Детальные распределения давления для совершенного и реального газов по нижней поверхности аппарата, представленные на рис. 8 свидетельствуют о том, что на больших углах атаки (а > 30°), близких к балансировочным, определяющую роль в сдвиге моментной зависимости т., (а) играет наветренная поверхность. Хотя на подветренной поверхности различия также имеют место и, в основном в кормовой части аппарата, они примерно на порядок меньше, чем на нижней поверхности.
Влияние не моделируемых в аэродинамических трубах эффектов реальных термодинамических свойств воздуха проявляется при интегрировании локальных значений давления, т. е. при определении аэродинамических характеристик сх, су, т.. Причем отличие в коэффициентах
продольной и нормальной аэродинамических сил сх, су для равновесно-диссоциирующего воздуха от случая совершенного газа составляет несколько процентов, тогда как для коэффициента продольного момента т. малое по величине влияние реальности газа изменяет балансировочный угол атаки аб^ на несколько градусов (см. рис. 10). Из проведенного сравнения видно, что учет реальных свойств воздуха при гиперзвуковой скорости полета увеличивает балансировочный угол атаки приблизительно на 9°, что потребует существенного отклонения вниз щитка для сохранения запланированного абад .
Пакет программ АРГОЛА-2 позволил оценить вклад отдельных элементов и участков поверхности ВКА в интегральные аэродинамические характеристики (рис. 11). Здесь же показан поэлементный вклад эффектов реального газа в интегральные аэродинамические характеристики.
Заключение. Основной задачей данной работы было исследование аэрогазодинамики воздушно-космического самолета нового поколения — многоразового возвращаемого космического аппарата (ВКА — ЦАГИ). Исследование проведено путем численного моделирования с использованием созданной в ЦАГИ программной системы АРГОЛА-2, основанной на многоблочном представлении пространственного поля течения.
На базе исходных данных о компоновке летательного аппарата создана математическая модель варианта ВКА с балансировочным фюзеляжным щитком. Разработаны алгоритм и программные модули построения пространственной сетки, учитывающей своеобразие формы ВКА, а также режимов обтекания и особенностей метода расчета.
Расчеты проводились на многопроцессорной ЭВМ МВС-1000/16 в режиме параллельных вычислений, реализованных в системе АРГОЛА-2. Выполнено параметрическое численное
моделирование и изучена сложная структура течения около ВКА в широких диапазонах изменения числа Маха набегающего потока (Мда = 1.1 ^ 16.5) и углов атаки (а = 0 ^ 45°).
Изучено влияние не моделируемых в АДТ эффектов реальных теплофизических свойств воздуха на основные аэродинамические характеристики летательного аппарата cx, cy, mz . Показано, что при учете эффектов реальности газа на высоте Н = 63 км для числа М„ = 16.5 и угла атаки, близкого к балансировочному (а ~ абал), полученная поправка A mz к моменту тангажа на кабрирование достигает величины ~ 0.01. В натурном полете ВКА по траектории возвращения с околоземной орбиты для сохранения запланированного абал потребуется существенно отклонять вниз балансировочный щиток.
Работа выполнена при финансовой поддержке РФФИ (гранты № 05-08-50233а, № 08-07-00415-р) и ВЦП РНП ВШ.2.1.1.5904.
ЛИТЕРАТУРА
1. Ваганов А. В., Задонский С. М., Киреев А. Ю., Падерин Л. Я., Пля-шечник В. И., Скуратов А. С., Степанов Э. А., Кобзев В. И., Ярошев-
ский В. А., Лаврухин Г. Н., Юдин В. М. Формирование облика и определение аэродинамических характеристик перспективного крылатого возвращаемого аппарата // Тезисы докладов 4-й международной конференции «Авиация и космонавтика», посвященной 75-летию МАИ. 10 — 13 октября 2005. Москва.
2. Ваганов А. В., Дмитриев В. Г., Задонский С. М., Киреев А. Ю.,
Скуратов А. С., Степанов Э. А. Оценки теплового режима малоразмерного крылатого возвращаемого аппарата на этапе его проектирования // Физико-химическая кинетика в газовой динамике; www.chemphys.edu.ru/pdf/2006-11-20-002.pdf.
3. Ваганов А. В., Дроздов С. М., Дудин Г. Н., Косых А. П., Нерсесов Г. Г., Пафнутьев В. В., Челышева И. Ф., Юмашев В. Л. Численное исследование аэродинамики перспективного возвращаемого космического аппарата // Ученые записки ЦАГИ.
2007. Т. XXXVIII, № 1 — 2.
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. Gr i f f i c h B. J., Мau s J. R., Мaj o r s B. М., Best J. T. Addressing the hypersonic simulation problem // J. of Spacecraft and Rockets. 1987. V. 24, № 4.
6. N e i l a n d V. Y a. The convergence of the orbiter «Buran» flight test and preflight study results and the choice of strategy to develop a second generation orbiter //AIAA Paper 89-5019,
AIAA First National Aerospace Plane Conference, 1989.
7. Голубинский А. А., Косых А. П., Савин И. В., Челышева И. Ф. Численное моделирование сверхзвукового пространственного обтекания идеализированных компоновок ВКС совершенным газом и равновесно-диссоциирующим воздухом / Сб. докладов школы-семинара ЦАГИ «Механика жидкости и газа». — Изд. отдел ЦАГИ. 1992, ч. 2.
8. Голубинский А. А., Косых А. П., Челышева И. Ф. Математическое моделирование полета ВКС на гиперзвуковых скоростях при спуске с орбиты // Авиакосмическая техника и технология. 1998. № 4.
9. Белов И. Ф., Косых А. П., Челышева И. Ф., Набойщиков Г. Ф., Ско -роделов В. А. Численное исследование обтекания и аэродинамических характеристик экспериментального самолета с учетом реальных термодинамических свойств воздуха // Авиакосмическая техника и технология. 2003. № 2.
10. Dmitriev V. G., Vaganov A. V., Gorshkov A. B., Lapygin V. I, Galaktionov A. Yu., Mikhalin V. A. Analysis of aerothermodynamic parameters of Re usable spase wing vehicle / 2nd EUROPEAN CONFERENCE FOR AERO-SPACE SCIENCES. —
Brussels, Belgium, July 1 — 6, 2007. http://www.vki.ac.be/eucass2007_restricted.
Рукопись поступила 7/II2008 г.
