CC BY
236
Том XL
УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ ЦАГИ 2009
№ 5
УДК 629.782.015.3
629.782.015.076.8:525.7
ИССЛЕДОВАНИЕ АЭРОДИНАМИКИ КРЫЛАТОГО ВОЗДУШНО-КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА С ОТКЛОНЕННЫМ БАЛАНСИРОВОЧНЫМ ЩИТКОМ
А. В. ВАГАНОВ, С. М. ДРОЗДОВ, С. М. ЗАДОНСКИЙ, А. П. КОСЫХ,
Г. Г. НЕРСЕСОВ, И. Ф. ЧЕЛЫШЕВА, В. Л. ЮМАШЕВ
Приведены результаты численного моделирования пространственного течения около компоновки пилотируемого орбитального корабля — крылатого воздушно-космического аппарата (ВКА), предложенной ЦАГИ [1 — 4]. В статье [4] был исследован летательный аппарат с неотклоненными органами управления. В настоящей работе исследуется влияние отклонения балансировочного щитка на поле течения и аэродинамические характеристики аппарата. Определена эффективность щитка при его отклонении в пределах от -5° до +10°. Расчеты выполнены с помощью ППП АРГОЛА-2 для невязкого и нетеплопроводного газа в диапазонах изменения числа Маха набегающего потока от 1.1 до 16.5 и угла атаки от нуля до 45°. При гиперзвуковых скоростях оценено влияние реальных теплофизических свойств воздуха на аэродинамические характеристики ВКА и эффективность щитка.
Ключевые слова: воздушно-космический аппарат, балансировочный щиток, аэродинамические характеристики, численное моделирование, многоблочные сетки, параллельные вычисления.
Новые цели и задачи космонавтики требуют модернизации существующей транспортной системы доставки на околоземную орбиту и возвращения на Землю людей и грузов. В России на смену космическим кораблям «Союз» и «Прогресс» требуется создать новое поколение многоразовых пилотируемых космических аппаратов, обладающих более совершенными характеристиками по сравнению с существующими космическими кораблями. В качестве пилотируемых космических аппаратов могут рассматриваться малоразмерные крылатые летательные аппараты, предназначенные для полета по орбите с последующим входом в атмосферу и самолетной посадкой на заданный аэродром. Специфическими чертами воздушно-космических самолетов (ВКС) первого поколения обладают орбитальные корабли «Space Shuttle» (США) и «Буран» (Россия).
Возвращаемый аппарат нового поколения должен быть не только многоразовым, высоконадежным, но и многофункциональным. Он обязан создать условия для уменьшения нагрузок, действующих на этапе возвращения на экипаж, численность которого может быть не более шести человек. Для создания превосходства технических данных вновь разрабатываемого возвращаемого аппарата над соответствующими параметрами эксплуатируемых космических аппаратов «Союз», «Прогресс», а также американского ВКС «Space Shuttle» к малоразмерному крылатому ВКА нового поколения предъявляется ряд существенных требований. Он должен обладать достаточно высоким гиперзвуковым аэродинамическим качеством, дающим возможность бокового маневра при спуске с орбиты, иметь приемлемый уровень аэродинамического нагревания и возможность создания многоразовой системы теплозащиты, быть устойчивым и управляемым на всех режимах полета, иметь допустимую величину посадочной скорости. Дополнительным условием при формировании аэродинамической компоновки было ограничение на габаритные размеры аппарата, исходя из возможности установки его на ракету-носитель среднего класса.
Форма крылатого аппарата определена [1 — 4] в результате итерационного процесса, при котором изменение элементов внешних обводов аэродинамической компоновки направлено на реализацию заданных тактико-технических характеристик и обеспечение устойчивого и управляемого движения аппарата на всех режимах траектории возврата, начиная от гиперзвуковых скоростей (при входе в плотные слои атмосферы) и заканчивая посадкой на аэродром «по-самолетному». Для определения основных аэротермодинамических характеристик по всей траектории полета использованы программы, в основу которых положены различные инженерные методики, применение которых на этапе проектирования оправдано. Было проанализировано около 30 различных форм летательного аппарата.
В итоге аэродинамическая компоновка ВКА имеет габариты: длина — 10.5 м, размах — 10.3 м, высота — 5 м. Она состоит из фюзеляжа, крыла, имеющего переменную стреловидность передней кромки, концевых оперений консолей крыла, балансировочного щитка, вертикального оперения с установленными на нем рулем направления и воздушным тормозом. Особенность этой аэродинамической компоновки в том, что форма, размеры и положение крыла обеспечивают балансировку, устойчивость и необходимую величину подъемной силы на всех режимах полета. Форма несимметричного профиля и величина стреловидности передней кромки позволили реализовать приемлемые тепловые потоки на передних кромках крыла и оперения при гиперзвуко-вых скоростях. При этом угол установки концевого оперения относительно вертикальной плоскости определен из условия реализации максимальной эффективности оперения в канале рыскания при гиперзвуковых скоростях потока.
В данной работе представлены результаты численного моделирования обтекания ВКА при сверх- и гиперзвуковых скоростях полета. Для исследования использована созданная в ЦАГИ программная система АРГОЛА-2, в которой реализована многозонная технология расчета течений газа сложной топологии [5]. Система АРГОЛА-2 прошла многократную апробацию при исследованиях аэродинамики ряда летательных аппаратов, результаты расчета которых сравнивались с результатами экспериментов в аэродинамических трубах.
Необходимым этапом разработки возвращаемого аппарата является исследование влияния его основных геометрических параметров на аэродинамические характеристики. В частности, в предшествующей расчетной работе [4] обтекание летательного аппарата рассчитывалось при базовом положении всех органов управления. В настоящей работе наряду с изменением числа Маха набегающего потока Мда и угла атаки а варьировался угол отклонения щитка 5щ и исследовалось его влияние на поле течения и аэродинамические характеристики летательного аппарата. Для оценки влияния реальных теплофизических свойств воздуха при больших числах Маха рассчитывалось обтекание аппарата как совершенным газом (у = 1.4), так и равновесно-диссоциирующим воздухом.
1. О технологии аэродинамического расчета и методике построения расчетной сетки. Рассматривается трехмерное обтекание летательного аппарата невязким сжимаемым газом и ставится задача расчета течения и определения аэродинамических характеристик численным методом с использованием регулярных сеток и многозонного моделирования. Нестационарные уравнения газодинамики решаются шагами по времени с использованием метода Годунова, что позволяет рассчитывать трехмерные стационарные течения путем установления по времени. Принцип установления дает возможность единообразно рассчитывать течения в широком диапазоне изменения скоростей потока от трансзвуковых до гиперзвуковых. В качестве термодинамической модели рассматривается либо совершенный газ, либо воздух с равновесными физикохимическими процессами.
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 по длине аппарата всей области течения на ряд простых областей (зон), состоящих из небольших подобластей (блоков) регулярной формы [5]. Под регулярностью понимается то, что каждая подобласть топологически эквивалентна деформированному кубу. 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, построенная по схеме 16 + 1 процессорных
модулей: 16 вычислительных и один управляющий. В качестве модулей использованы серверы SuperMicro 5012B-6 промышленного исполнения с процессорами IA-32 2.0 GHz, оперативная память в сумме составляет 25 GB. Модули соединены сетью Fast Ethernet через два коммутатора. Один коммутатор связывает вычислительные модули с управляющим модулем и служит для загрузки заданий и выгрузки результатов расчета. Второй коммутатор связывает вычислительные модули между собой и служит для обмена данными в ходе параллельных вычислений.
Все модули работают под управлением операционной системы Linux, над которой установлено специальное программное обеспечение параллельных вычислений, созданное в ИПМ им. М. В. Келдыша РАН. Оно включает систему управления очередью параллельных задач, а также библиотеки процедур межпроцессорных обменов Router+ и MPI. Система управления получает задания от пользователей, распределяет процессоры между заданиями, загружает задания на вычислительные модули, отслеживает ход выполнения заданий и обеспечивает выгрузку результатов с вычислительных модулей. Пользователи не имеют непосредственного доступа к вычислительным модулям, их работа ограничена управляющим модулем, на котором осуществляется запуск заданий и получение результатов. Выход на управляющий модуль возможен как с локальной операторской консоли, так и по вычислительной сети, включая Интернет.
В параллельной версии программы заданное множество областей распределяется между несколькими процессорами. Каждый процессор выполняет расчет приписанных к нему областей одновременно с другими процессорами, выполняющими расчет других областей. При этом неизбежна ситуация, когда две смежные области оказываются расположенными на разных процессорах. В таком случае для расчета граничных потоков необходимо перенести параметры поля течения одной из областей на противоположный процессор, выполнить расчет потоков и вернуть результат на исходный процессор. Эффективность параллельных вычислений проверялась путем расчета одного и того же варианта на разном числе процессоров. Результаты тестирования показали практически линейный рост производительности ЭВМ.
Общий вид летательного аппарата показан на рис. 1. Здесь и далее линейные размеры отнесены к длине фюзеляжа со щитком. К особенностям формы, влияющим на построение сетки, следует отнести: треугольное крыло с наплывом, законцовки крыла, киль, балансировочный щиток, клиновидную щель между крылом и щитком, форму торцевых поверхностей киля и законцовок крыла, конечную толщину задних кромок крыла, киля и тормозного щитка, пространственную форму задних кромок крыла и киля.
Исходная форма поверхности летательного аппарата была задана в формате IGES. Описание геометрии аппарата ведется в декартовой системе координат, при этом ось x совпадает с осью цилиндрической верхней поверхности фюзеляжа, диаметр которого d = 0.26. Начало координат находится выше носика сферического затупления, так что крайняя передняя точка корпуса ВКА имеет координаты (0; —0.04). Радиус сферического затупления r = 0.045, длина фюзеляжа без щитка Ьф = 0.9.
Построение расчетной сетки, отвечающей геометрическим особенностям летательного аппарата, требует использования специализированных средств CAD и оказывается достаточно трудоемким и длительным процессом.
В этих условиях индивидуальная подгонка сетки под каждый вариант расчета выглядит крайне обременительной. Поэтому принята следующая схема действий: средствами CAD
1
2
X
Рис. 1. Математическая модель воздушно-космического аппарата (ВКА) с отклоняемым балансировочным щитком (5щ = Уаг)
строится некий базовый вариант расчетной области и сетки, а затем для каждого варианта расчета выполняется преобразование базовой сетки с целью подгонки внешней границы под форму ударной волны. Как известно, наилучшей расчетной сеткой признается ортогональная. Однако в условиях реальной топологии течения построение ортогональной сетки становится трудновыполнимой задачей. Поэтому на практике приходится идти на компромисс и строить сетку с некоторой угловой деформацией ячеек, по возможности малой.
Главная цель многозонной технологии состоит именно в том, чтобы облегчить построение сетки, не слишком отличающейся от ортогональной. Блоки сопрягаются друг с другом регулярным образом: общие стороны, ребра и вершины смежных блоков строго совпадают. В обычных условиях к одной вершине примыкают 8 блоков, к одному ребру — 4 блока. Средний угол между сторонами одного блока при этом составляет ~ 90°. Однако такую топологическую схему удается реализовать не всегда. В ряде ситуаций приходится использовать конструкции, в которых к одному ребру примыкают 3 либо 5 блоков. В первом случае угол между сторонами одного блока составляет 120°, отличаясь от прямого угла на 30°. Во втором случае угол между сторонами одного блока составляет 72°, отличаясь от прямого угла на 18°. Количество блоков и топология их размещения могут существенно изменяться от сечения к сечению.
В результате рассмотренных построений расчетная сетка для сверхзвуковых чисел Маха (Mo, ^ 2) состоит из 320 блоков. В направлении от поверхности аппарата до внешней границы сетка содержит от 40 ячеек в носовой части до 70 в области основной части крыла. Вдоль фюзеляжа сетка содержит 190 ячеек, вдоль щитка — еще 40, далее до выходной границы — 47 ячеек. По контуру поперечного сечения сетка насчитывает от 110 ячеек в носовой части до 312 в области крыла с законцовкой. В общей сложности сетка содержит чуть более 3 • 106 ячеек.
По мере того, как скорость сверхзвукового набегающего потока приближается к скорости звука, головная ударная волна все более удаляется от поверхности обтекаемого тела и требуется значительное расширение расчетной области. Число ячеек сетки от поверхности аппарата до внешней границы увеличивается до 100 в носовой области и до 130 в области развитого крыла, а в продольном направлении от щитка до выходной границы — до 87. В общей сложности сетка содержит 6.4 • 106 ячеек.
Выше была рассмотрена логическая цепочка построения пространственной расчетной сетки для базового неотклоненного положения щитка. В настоящей работе рассмотрены четыре состояния щитка 5щ = -5°, 0, 5°, 10° (см. рис. 1). Отклонение балансировочного щитка выполнено
по упрощенной схеме, поскольку в математической модели не были предусмотрены соответствующие конструктивные элементы. Верхняя поверхность щитка является плоской и сопрягается с кормовой стенкой фюзеляжа по прямой линии. Эта линия взята в качестве оси вращения, вокруг которой верхняя поверхность поворачивается на заданный угол. При этом считается, что задний торец щитка жестко связан с верхней поверхностью и поворачивается вместе с ней как твердое тело.
Нижняя поверхность щитка в исходном положении (5щ = 0) является гладким продолжением фюзеляжа и имеет криволинейную форму в сечениях x = const. При отклонении щитка считается, что криволинейная граница между щитком и фюзеляжем остается неизменной, а между ней и повернутым торцом щитка строится новая линейчатая поверхность. Поворот щитка требует изменения расчетной сетки. Поскольку построение новой расчетной сетки является длительной и трудоемкой процедурой, было решено взять существующую сетку и выполнить ее деформацию применительно к новому положению щитка, при этом координаты сеточных узлов пересчитываются по специально написанным программам.
2. Некоторые особенности течения около ВКА. Возвращаясь с орбиты, воздушнокосмический аппарат будет проходить через различные режимы обтекания [3, 4]. При сверх- и гиперзвуковом обтекании, как обычно, формируется отсоединенная головная ударная волна, ограничивающая область возмущенного течения газа. 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. У верхней поверхности аппарата при увеличении кривизны образующих появляются нецентри-рованные волны разрежения, здесь же на участках прямолинейных образующих происходит слабое подтормаживание потока. Около поверхности тела, как обычно, возникает энтропийный слой
газа, причем при ненулевом угле атаки этот низкоскоростной слой газа с наветренной поверхности уносится к подветренной и в возмущенный поток. При гиперзвуковых скоростях и больших углах атаки (а > 40°) на часть нижней поверхности аппарата распространяется область дозвукового течения за головной ударной волной. Затем поток постепенно разгоняется, достигая перед балансировочным щитком сверхзвуковой скорости (М > 1). При небольших углах атаки аналогичный результат может иметь место при трансзвуковых и умеренных сверхзвуковых скоростях, когда вблизи наветренной поверхности аппарата образуется протяженная дозвуковая область. Здесь 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.
В результате численного моделирования в данной работе получена обширная информация о пространственных полях течения около компоновки ВКА с отклоняемым щитком. В частности, определены положение и форма головной ударной волны, распределения давления, плотности, компонентов вектора скорости, местного числа М и других параметров. Отметим, что в расчетах и далее на рисунках газодинамические параметры отнесены соответственно к параметрам набегающего потока. Анализ полученных результатов ведется с использованием специализированных программных средств машинной графики. В данном разделе анализируются влияние отклонения щитка, изменения числа М^ (1.1 < М^ < 16.5), угла атаки а и реальных теплофизических свойств воздуха на течение около ВКА. На рис. 2 — 5 для случая 5Щ = 10° показаны фрагменты
Рис. 2. Картина течения для числа М^ = 1.1 в плоскости Рис. 3. Картина течения для числа М^ = 2 в плоскости
симметрии аппарата с oтклоненным щитком, 5щ = 10° симметрии аппарата с oтклоненным щитком, 5щ = 10°
(изолинии M = const): (изолинии M=const):
а — а = 0; б — а =20° а — а = 0; б — а = 30°
Рис. 4. Картина течения для числа М^ = 4 в плоскости симметрии аппарата с отклоненным щитком, 8щ = 10° (изолинии M = const):
а — а = 0; б — а = 30°
Рис. 5. Картина течения совершенного газа для числа М^ = 16.5 в плоскости симметрии аппарата с отклоненным щитком, 8щ = 10° (изолинии M = const):
а — а = 0; б — а = 30°
полей течения в виде уровней местного числа М, а на рис. 6 для различных значений 8щ представлены распределения давления по поверхности аппарата.
Специфические свойства течения при Мда = 1.1 и а = 0 (рис. 2) типичны для трансзвуковых режимов, когда у носового затупления формируется далеко отошедшая головная ударная волна с дозвуковой областью течения за ней с последующим разгоном потока до малых сверхзвуковых скоростей. Поскольку кривизна головной ударной волны сравнительно небольшой интенсивности меняется незначительно, то заторможенный энтропийный слой у нижней поверхности аппарата практически отсутствует. При значении а = 20° энтропийный слой также не формируется. Однако наряду с отмеченным сходством при а = 0 и а = 20° есть и существенные различия в структуре течения.
Так, например, для а = 0 течение вплоть до щитка остается сверхзвуковым и поэтому при 8щ = 10° виден слабо отошедший скачок уплотнения от отклоненного на положительный угол
щитка. Как показал анализ полей течения, возмущения от отошедшего скачка распространяются в боковом направлении и попадают на крыло. Для а = 20° течение у нижней поверхности аппарата является дозвуковым (М < 1), и в результате отклоненный щиток обтекается также дозвуковым потоком. В этом случае внутренний скачок не образуется, и возмущения от щитка распространяются не только в боковом направлении, но и вверх по потоку.
При Мда = 2 течение у нижней поверхности перед щитком сверхзвуковое (рис. 3) и внутренний скачок либо присоединен к излому поверхности (рис. 3, а, а = 0, 8щ = 10°), либо отсоединен
(рис. 3, б, а = 30°, 5щ = 10°). Отметим также,
что за головной ударной волной у нижней поверхности аппарата уже формируется энтропийный слой газа. Для больших скоростей набегающего потока (4 < Мте < 16.5 ) при отклонении щитка вниз образуется присоединенный к излому косой скачок (рис. 4, 5).
Очевидно, что эффективность балансировочного щитка будет существенно зависеть от режима обтекания, т. е. от числа М» и угла атаки а. На рис. 6 для трех значений числа Маха набегающего потока при вариации 5щ = -5°, 0, 5°, 10° сравниваются
профили распределения давления по нижней поверхности кормовой части ВКА (а = 0 и 30°). В дополнение к газодинамическим полям течения (рис. 2 — 5) рассматриваемый рисунок уточняет наше представление об особенностях обтекания щитка и дает возможность оценить степень сжатия (расширения) потока на щитке в зависимости от значений М», 5щ и а. Так, например, для
числа М» = 2, угла отклонения щитка 5щ = 10° и угла атаки а = 30° внутренний
скачок отсоединен от излома нижней поверхности аппарата (рис. 6, а). За скачком поток становится дозвуковым и испытывает дальнейшее торможение при подходе к угловой точке в основании щитка. Соответственно, давление после ступенчатого подъема в скачке продолжает расти, и в результате образуется пик давления. Далее вниз по потоку из-за бокового растекания давление постепенно снижается.
Если скачок присоединен к излому нижней поверхности (5щ = 5°, а = 30°), то давление при
этом ступенчато возрастает и далее вдоль щитка остается приблизительно постоянным из-за слабого бокового растекания потока. Аналогичное поведение распределения давления в окрестности щитка наблюдается при 5щ = 5 и 10° и а = 0. В случае отклонения щитка на отрицательный угол
(5щ = -5°) давление вблизи оси вращения щитка заметно падает в центрированной волне разрежения. С увеличением скорости полета (4 < М» < 16.5, рис. 6, б, в) для 5щ = 5, 10° и рассматриваемых углов атаки а = 0, 30° режим обтекания щитка не изменяется и внутренний скачок присоединен к излому нижней поверхности. Подводя итог оценкам уровня давления на отклоняемом щитке для различных чисел М» и углов атаки а = 0, 30°, можно сделать вывод, что давление на щитке при фиксированных числах М» для сравниваемых углов атаки может существенно отличаться. При гиперзвуковых скоростях распределения давления на щитке при а = 0 могут отличаться от соответствующих распределений давления при а = 30° на порядок и более. Ясно, что такое поведение давления непосредственно влияет на возможность балансировки ВКА.
3. Аэродинамические характеристики ВКА с отклоняемым балансировочным щитком. При изучении движения тел в атмосфере важно знать зависимость интегральных аэродинамических характеристик летательного аппарата от различных определяющих параметров.
р
5Щ = 10"
5"
а = 30° — 0
-V
0.8 0.85 0.9 0.95 ^ 1
Рис. 6. Распределение давления в плоскости симметрии аппарата по нижней кормовой поверхности фюзеляжа и щитка: а — М„ = 2; б — М = 4; в — М„ = 16.5
В данной работе при численном моделировании обтекания ВКА, как основной итоговый результат, исследовались аэродинамические характеристики. 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 тг силы отнесены к ^кр д», а момент — к ^кр д» Ьф, где ^кр — характерная площадь крыла (базовой трапеции), д^ = р^У» /2 — скоростной напор, Ьф — длина фюзеляжа. В расчетной системе координат центр масс располагался в точке (хц.м = 0.695Ьф, уцм = 0). Аэродинамические характеристики сх, Су, тг, К = Суа1сХа определены с учетом донных сил, полученных в численном моделировании. Для всех рассмотренных сверхзвуковых чисел М» > 1 вклад донных сил в суммарные силы и моменты вычислялся интегрированием расчетных распределений давления по кормовой поверхности аппарата с учетом поверхности балансировочного щитка.
На рис. 7 — 11 исследуется влияние отклонения балансировочного щитка на основные аэродинамические характеристики аппарата при вариации числа Маха и угла атаки. В частности, на рис. 7 — 9 представлены зависимости сх = сх(а), су = су(а), т2 = т2(а), К = К(а) для чисел М» = 2, 4, 16.5. В работе [4] проведен анализ поэлементного вклада поверхности ВКА (5щ = 0) в интегральные аэродинамические характеристики. Выводы, сделанные в [4], справедливы и для случаев 5щ Ф 0. Анализ показал, что для всех чисел М» значителен вклад в общее сопротивление
передней затупленной части фюзеляжа, а для малых сверхзвуковых скоростей заметен также вклад донных сил.
В нормальную 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 нормальную силу и, соответственно, Су > °. Однако на нулевом угле атаки все обстоит гораздо сложнее. Так при трансзвуковых и малых сверхзвуковых скоростях реализуется положительная нормальная сила из-за преобладающего влияния нижней поверхности крыла (рис. 7). При больших числах М» (4 < М» < 16.5, а = 0) определяющую роль играет передняя часть фюзеляжа, и в этом случае значения нормальной силы отрицательны (рис. 8, 9).
Оценивая полученные расчетные данные, можно констатировать факт малого влияния отклонения щитка на аэродинамические коэффициенты сх, су и К. Как и следовало ожидать, наиболее существенное влияние отклонение балансировочного щитка оказало на моментные характеристики аппарата тг. Так, например, для М» = 16.5 в совершенном газе при вариации угла 5щ
от -5° до +10° балансировочный угол атаки изменяется в интервале 22° < Обал < 40°. Очевидно, что для всех чисел М» = 2, 4, 16.5 при изменении угла атаки а от нуля до 40° влияние отклонения щитка от базового положения (5щ = 0) существенно возрастает.
Из представленных иллюстраций (рис. 7 — 9) видно, что по траектории спуска аппарата с орбиты с уменьшением скорости полета до диапазона чисел 1.1 < Мте < 4 коэффициент момента тангажа принимает отрицательные значения. Это означает, что происходит перераспределение сил давления по поверхности аппарата и точка приложения равнодействующей аэродинамических сил сдвигается за центр масс к кормовому срезу. В реальном натурном полете такого рода эффект можно будет частично нейтрализовать дополнительным силовым воздействием на летательный аппарат, например, отклоняя щиток вверх.
Рис. 10 свидетельствует о гиперзвуковой стабилизации основных аэродинамических характеристик ВКА. На этом же рисунке показано, что отклонение щитка в указанном диапазоне изменения угла 5щ не влияет на гиперзвуковую стабилизацию исследуемых характеристик.
При движении по траектории спуска с орбиты от гиперзвуковых (М» = 16.5) до трансзвуковых (М» = 1.1) скоростей аэродинамическое качество К заметно возрастает (рис. 10). Это можно увидеть и на рис. 11, а, где максимальное аэродинамическое качество увеличивается от значений Ктах * 1.6 (а ~ 20°) до Ктах * 2.7 (а ~ 7°).
Рис. 9. То же, что на рис. 7, для М^ = 16.5
а = 20°
0.5
К *4 е
-У
0 2 4 6 8 10 12 14 16 18
Рис. 10. Аэродинамические характеристики при изменении числа Маха (8щ = Уаг)
Известно, что при гиперзвуковых скоростях в ударных волнах и волнах разрежения поведение основных газодинамических параметров в совершенном газе (у = 1.4) может существенно отличаться от течения равновесно-диссоциирующего воздуха, т. е. при изменении показателя адиабаты у.
В частности, это имеет место для распределения давления по поверхности аппарата. В кормовой части нижней поверхности аппарата давление в совершенном газе превосходит уровни давления для реального воздуха. Отмеченный факт является определяющим для момента тангажа. При этом верхняя поверхность для больших углов атаки существенной роли не играет из-за сравнительно малых абсолютных значений давления на ней. 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.
Детальные распределения давления для совершенного и реального газов по нижней и верхней поверхностям аппарата свидетельствуют о том, что на больших углах атаки (а > 3O°), близких к балансировочному абал, определяющую роль в сдвиге моментной зависимости mz^) играет наветренная поверхность [4]. Хотя на подветренной поверхности различия также имеют место и, в основном, в кормовой части аппарата, однако они примерно на порядок меньше, чем на нижней поверхности. На рис. 11, б для числа Mo = 1б.5 и отклоняемого щитка продемонстрировано влияние теплофизических свойств воздуха. Несмотря на близость зависимостей сх(а), Су(а) для совершенного газа (у = 1.4) и реального воздуха (например, [4]), когда даже на больших углах атаки отличие составляет всего несколько процентов, тем не менее, в поведении коэффициента момента тангажа mz^) наблюдаются заметные расхождения (рис. 11, б). Для 5щ = -5° и O
эффекты реального газа приводят к существенному изменению балансировочного угла атаки абал примерно на 1O°, а расчетная поправка Amz на кабрирование равна ~O.O1. Заметно слабее проявляется влияние реальных свойств воздуха в случае 5щ = 1O° .
На рис. 12 изображены зависимости A mz = mz( 5щ ) - mz (5щ = O) как функции угла атаки а
для различных чисел Маха. Здесь по вертикальной оси показаны приращения коэффициента момента тангажа при изменении угла отклонения щитка. Этот рисунок свидетельствует об эффективности щитка при малых числах Mo для всех рассмотренных углов атаки. Представленные результаты показывают также, что при больших сверхзвуковых скоростях и малых углах атаки (O < а < 1O°) щиток неэффективен, однако с увеличением угла атаки а > 1O° усиливается воздействие щитка на продольный момент. Объясняется этот факт, по-видимому, тем, что при гипер-звуковых скоростях и угле атаки а< 1O° отклоняемый вниз щиток полностью попадает в низкоскоростной высокоэнтропийный слой газа и вклад щитка в коэффициент продольного момента незначителен. С увеличением угла атаки энтропийный слой утоньшается, и щиток выходит за пределы низкоскоростного слоя газа. Закономерность изменения эффективности щитка не нарушается при учете реальных свойств воздуха (Mo = 1б.5).
Рис. 1З еще раз наглядно показывает меру эффективности щитка для различных углов атаки, в том числе в совершенном газе и равновесно-диссоциирующем воздухе. Очевидно, что влияние щитка на момент тангажа изменяется незначительно при учете реальных свойств воздуха. При
0.02
0.01
б)
-0.01
-0.02
т2 ....
__ Ч 'ч ч \ \ ч \вщ=-У
W 1 /л fff 0 2 0 Ч'Х\^ Ч. х \ \ \ V К1- V
¥ \ о / о о
Рис. 11. Аэродинамическое качество К и коэффициент момента тангажа шг в зависимости от угла атаки: а — изменение Ктах для чисел Маха из диапазона 1.1 < М^ < 16.5; б — влияние реальных свойств воздуха на коэффициент момента тангажа (а) для М^ = 16.5 и
различных углов отклонения щитка;.— совершенный газ,...........— воздух (Н = 63 км)
0.01
Ат,
-0.01 -
-0.02
Мад = 2 1
а
0 2 0 3 0 А
2
3
0.01
Ат,
-0.01 -
-0.02
0.01
Ат,
-0.01
-0.02
Мда = 4 7 0С°
Г 9 . о .
3
Мм = 16.5 ? а°
Э 2 4
—
Рис. 12. Эффективность балансировочного щитка в зависимости от угла атаки а:
1 — 8щ = -5°; 2 — 8щ= 5°; 3 — 5щ= 10°; -
совер-
шенный газ,
воздух (Н = 63 км)
одних и тех же углах атаки щиток наиболее эффективен при трансзвуковых и малых сверхзвуковых скоростях, но с увеличением сверхзвуковой скорости эффективность щитка падает.
Заключение. Основной задачей данной работы было исследование аэрогазодинамики воздушно-космического самолета нового поколения — малоразмерного возвращаемого крылатого аппарата с отклоняемым фюзеляжным балансировочным щитком. Исследование проведено путем численного моделирования с использованием созданной в ЦАГИ программной системы АРГОЛА-2, основанной на многозонном представлении пространственного поля течения.
На базе исходных данных о компоновке летательного аппарата сконструирована математическая модель гиперзвукового летательного аппарата. Разработаны алгоритм и программные модули построения пространственной сетки, учитывающей своеобразие формы ВКА с отклоняемым щитком, а также режимов обтекания и особенностей метода расчета. Расчеты проводились на многопроцессорной ЭВМ МВС-1000/16 в режиме параллельных вычислений. 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 угла атаки (а = 0 — 45°) для четырех положений щитка 5щ = -5°, 0, 5°, 10°.
Исследована эффективность балансировочного щитка. Показано, что силовые характеристики аппарата сх, су слабо зависят от угла отклоне-
а)
—0^1- Д т,_
40.005 ч 5;
0 5 > 1 0 1
-0.005 1 2
-0.01 3
-0.015 4
б)
—Олл- Ат,
0.005 К
5 °1 1
-и.ииз 2 3
-0.01 4
-и.и1Э
в)
—Сшг- Ат,
1 0.005
-3 ) '—4 V. 0 1 2
-0.005 " \ \ V \ V \\ Ч \ 3
-и.иі \\ V \\ \\ Л 4
-0.015 ' \ 5
Рис. 13. Эффективность балансировочного щитка в зависимости от угла отклонения §щ:
а — М„ = 2; б — М„ = 4; в — М„ = 16.5; 1 — а = 0; 2 — а = 10°; 3 — а = 20°; 4 — а = 30°; 5 — а = 40°; -------------------------------совершенный газ,.....— воздух (Н = 63 км)
ния щитка. При небольших сверхзвуковых скоростях полета (1.1 < Moo < 2) для рассмотренных углов атаки (0 < а < 30°) продемонстрирована существенная эффективность щитка в канале тангажа. Для сверх- и гиперзвуковых скоростей (4 < М0 < 16.5) на углах атаки (0 < а < 10°) щиток малоэффективен из-за прилегающего низкоскоростного энтропийного слоя газа, но на больших углах атаки (а > 30°) влияние отклонения щитка на продольный момент весьма значительно.
Эффективность щитка сохраняется при учете реальных термодинамических свойств — равновесной диссоциации воздуха. Показано, что в случае 5щ = 0 в траекторной точке (Н = 63 км,
М0 = 16.5, а ~ Обал) поправка на реальность газа Дшг к коэффициенту момента тангажа на кабрирование достигает величины —0.01 и может быть скомпенсирована отклонением щитка вниз на ~10°.
Работа выполнена при финансовой поддержке ВЦП РНП ВШ.2.1.1.5904 и гранта РФФИ № 08-07-00415-р.
ЛИТЕРАТУРА
1. ВагановА. В., Задонский С. М., Киреев А. Ю., Падерин Л. Я., Пляшеч-ник В. И., Скуратов А. С., Степанов Э. А., Кобзев В. И., Ярошевский 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 г., Москва.
2. Ваганов А. В., Задонский С. М., Скуратов А. С., Юдин В. М., Ярошевский В. А. Поиск аэродинамической формы многоразового космического аппарата //
Полет. 2008. Юбилейный выпуск — 90 лет ЦАГИ.
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. Ваганов А. В., Дроздов С. М., Косых А. П., Нерсесов Г. Г., Челышева И. Ф., Юмашев В. Л. Численное моделирование аэродинамики крылатого возвращаемого космического аппарата // Ученые записки ЦАГИ. 2009.Т. ХЬ, № 2.
5. 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.
Рукопись поступила 30/1Х 2008 г.
