CC BY
177
Том XXXIII
УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ ЦАГИ 20 0 2
№ 1—2
УДК 629.782.015.3:533.695
ИССЛЕДОВАНИЕ НЕКОТОРЫХ ФАКТОРОВ ВЗАИМОДЕЙСТВИЯ ВОЗДУХОЗАБОРНИКА И ПЛАНЕРА ГИПЕРЗВУКОВОГО ЛЕТАТЕЛЬНОГО
АППАРАТА
Ю. П. ГУНЬКО, И. И. МАЖУЛЬ
Экспериментально исследованы расходные характеристики воздухозаборника и суммарные аэродинамические характеристики гиперзвукового летательного аппарата с воздушно-реактивным двигателем. Рассмотрена модельная конфигурация аппарата в виде комбинации несущего корпуса с крылом и с расположением мотогондолы с плоским воздухозаборником под нижней поверхностью корпуса. Эксперименты проведены в сверхзвуковой аэродинамической трубе при числах Маха набегающего потока М„ = 4 и 6.
Модель испытана в вариантах с заостренным и затупленным носками несущего корпуса при наличии и отсутствии боковых щек клина сжатия воздухозаборника. На основе экспериментально определенных расходных характеристик воздухозаборника и суммарных аэродинамических характеристик, а также и тяговых характеристик, рассчитанных в приближении одномерности течения с теплоподводом в канале двигателя, получены результирующие тягово-аэродинамические силы и оценена общая эффективность аппарата рассматриваемой конфигурации.
Для гиперзвуковых летательных аппаратов (ГЛА) различного назначения с воздушнореактивными двигателями (ВРД) характерной является высокая степень интеграции силовой установки и несущего планера. В проектах перспективных Г ЛА обычными являются компоновки с расположением модуля силовой установки под крылом или несущим корпусом и, следовательно, нижняя поверхность носовой части аппарата или крыла является в то же время поверхностью предварительного сжатия воздухозаборника. Вследствие сильного аэродинамического нагрева поверхностей при больших скоростях полета носовая часть и передние кромки других элементов аппарата должны быть затупленными. Сильные ударные волны, вызываемые затуплением, могут изменить общую картину внешнего обтекания конфигураций ГЛА с ВРД, в частности структуру течения на входе в воздухозаборник. Под воздействием затупления формируется высокоэнтропийный слой, характеризуемый неравномерностью параметров потока и малыми значениями чисел Рейнольдса. В этих условиях развитие пограничного слоя и его интегральные характеристики могут существенно отличаться в сравнении с обтеканием заостренной конфигурации. Примером этого может служить известный факт затягивания турбулентного перехода на затупленных телах. Влияние затупления носка аппарата на характеристики воздухозаборника и двигателя является еще недостаточно изученным, особенно это касается суммарных тягово-аэродинамических характеристик.
Экспериментальное исследование эффектов затупления собственно элементов воздухозаборника — обечайки, боковых щек и передней кромки клина сжатия — проведено в [1] при числах Маха набегающего потока Мш = 4-5,5 для плоского изолированного воздухозаборника. Показано, что затупление обечайки и боковых щек слабо влияет на коэффициент расхода воздухозаборника. В отличие от этого затупление передней кромки клина
сжатия оказывает существенное влияние и при большом затуплении (с радиусом Лзат ~ 0,025 Нв, где кв — высота воздухозаборника по передним кромкам) может возникнуть нарушение состояния запуска воздухозаборника. При этом значительную роль играет и форма затупления передней кромки клина сжатия. Исследования влияния затупления передних кромок треугольного крыла на характеристики установленного под ним воздухозаборника проведены экспериментально в [1], а также численно, без учета вязкости, в [2]. Увеличение радиуса затупления передних кромок несущих поверхностей сопровождается уменьшением коэффициента расхода и может также приводить к возникновению срывного течения перед входом в воздухозаборник. Отрицательное влияние затупления передних кромок уменьшается при увеличении угла атаки и стреловидности крыла или при отодвижении воздухозаборника от поверхности крыла (сливе пограничного слоя) [1]. Анализ собственно сопротивления затупленных кромок сверхзвуковых и гиперзвуковых воздухозаборников содержится в [3].
В проектах ГЛА с ВРД распространение получили плоские или квазиплоские сверхзвуковые воздухозаборники с поверхностью торможения в виде многоступенчатого клина. Для плоских воздухозаборников обычно выделяется расчетный режим обтекания при Мш = Мр, для которого на клине реализуется плоское течение сжатия со скачками уплотнения, фокусирующимися на передней кромке обечайки. Этот режим может быть реализован в том случае, когда начальный скачок уплотнения расположен в плоскости передних кромок боковых щек, ограничивающих область этого течения в поперечном направлении. На нерасчетных режимах обтекания скачки уплотнения проходят над кромками боковых щек, и возникает сложное пространственное течение, которое связано с перетеканием потока в поперечном направлении. Аналогичное боковое растекание возникает также в тех случаях, когда щеки закрывают область течения сжатия лишь частично или полностью убраны. Поэтому возникает вопрос о возможном влиянии такого рода пространственности обтекания клина сжатия на характеристики воздухозаборника и аппарата в целом.
Исследование эффектов пространственного обтекания клиньев сжатия с боковыми щеками различной формы и без щек на характеристики плоских воздухозаборников проводилось, например, в [1], [4] —[7]. Отмечается, в частности, что для воздухозаборников с отношением ширины к высоте Ьв/Нв > 4 пространственность обтекания клина сжатия, связанная с различной конфигурацией боковых щек, оказывает слабое влияние на величину коэффициента расхода [4]. В то же время численные расчеты [5], [6] показывают, что из-за поперечных скосов потока на клине сжатия боковые щеки обтекаются с образованием внутренних скачков уплотнения.
Целью настоящей работы является дальнейшее экспериментальное исследование влияния на характеристики ГЛА с ВРД затупления носка поверхности предварительного сжатия несущего корпуса и бокового растекания на клине сжатия воздухозаборника. В отличие от вышеупомянутых работ, которые посвящены частным аспектам, делается попытка комплексного исследования этих факторов. Рассматривается их влияние, во-первых, на характеристики собственно воздухозаборника с учетом его установки в компоновке с несущим корпусом и, во-вторых, на суммарные аэродинамические и тягово-аэродинамические характеристики аппарата в целом.
Модель и условия эксперимента. Экспериментальные исследования проведены на модельной полигональной конфигурации ГЛА в виде комбинации несущего корпуса с крылом и расположением мотогондолы ГПВРД под нижней поверхностью корпуса (рис.1). Несущий корпус-фюзеляж имеет носовую часть с плоской нижней поверхностью треугольной формы в плане и с трапециевидным поперечным сечением, в хвостовой части переходящим в прямоугольное поперечное сечение. Рассматриваемая конфигурация характеризуется следующими параметрами: удлинение общей несущей поверхности в плане Л = I2 / Бпл = 0,709, где I — размах, — площадь конфигурации в плане; относительная площадь крыла в плане £ёа = = 0,305; относительная толщина клиновидного профиля крыла с плоской нижней
поверхностью п = 0,0524; относительная площадь миделя фюзеляжа с мотогондолой Рм = V5пл = 0,0984. Модель имела сменный носок, заостренный, с трехмерным затуплением —
радиус закругления при виде в плане составлял Я = 7 мм (2Я/Ьк = 0,122, Ьк — ширина корпуса) и радиус затупления в вертикальной плоскости симметрии Я = 2,5 мм (2Я/Ик = 0,124, кк — высота корпуса).
Схема устройства мотогондолы и проточного канала
Рис. 1 Общий вид модельной конфигурации гиперзвукового летательного аппарата:
1 — несущий корпус; 2, 3 — заостренный и затупленный носок; 4 — крыло; 5 мотогондола (вариант без боковых щек); 6 — клин
сжатия воздухозаборника; 7 — вариант мотогондолы со щеками; 8 — сечение входа в канал воздухозаборника; 9 — выравнивающие решетка и сетка; 10 — мерные сопла; 11 — гребенка приемников давления; 12 — державка модели; 13 — обтекатель державки
Геометрия мотогондолы и проточного канала модели также дана на рис. 1. Воздухозаборник имеет трехскачковый клин внешнего сжатия с углами наклона поверхностей сжатия 01 = 7,5°, 02 = 15°, 03 = 23°. При числе Мш = Мр = 6, являющимся расчетным для изолированного воздухозаборника, плоские скачки уплотнения, возникающие на клине сжатия, должны пересекаться на передней кромке обечайки. Относительная лобовая площадь воздухозаборника А0 = А0/?пл=0,026, относительная ширина Ьв/Ъв = 1,91, где Ло=ЬвНв, Нв и Ьв — соответственно высота и ширина воздухозаборника по передним кромкам клина внешнего сжатия и обечайки. Воздухозаборник имеет простейшую геометрию внутреннего канала за сечением входа, горло входного участка канала расположено в сечении входа и Аг = Аг / Ао=0,205. За горлом расположен участок плоского канала небольшой протяженности с углом раскрытия 5г = 2°, расположенный за ним диффузор воздухозаборника имеет угол раскрытия 5д = 17° в плоскости симметрии, и в конце диффузора канал мотогондолы расширяется до относительной площади Ак/Аг = 7,15. На выходе из проточной части канала установлены четыре мерных сопла, диаметр которых выбирался из условия, чтобы в исследуемом диапазоне параметров набегающего потока воздухозаборник был «запущенным» и замыкающий прямой скачок уплотнения располагался в диффузоре воздухозаборника. Приводимые экспериментальные данные получены при = 15,6 мм и суммарной относительной выходной
"о
площади мерных сопл Ао Ао1 А а = 1,62, где N = 4 — число мерных сопл. Модель была
1
оснащена двумя сменными мотогондолами с указанными выше параметрами и отличающимися лишь наличием или отсутствием боковых щек клина внешнего сжатия воздухозаборника (см. рис.1).
Испытания модели проведены в сверхзвуковой аэродинамической трубе Т-313 ИТПМ СО РАН [8] при числах Маха набегающего потока Мш = 4,05 и 6,06, числах Рейнольдса Re1 = 50 • 106 и 17,7-106 [1/м], значениях скоростного напора = 7,5 • 104 и 1,2-104 [Н/м2] соответственно и температуре торможения в форкамере аэродинамической трубы Т0 « 286К. Измерения давлений осуществлялись с помощью многоканального измерителя МИД -100 [9] с диапазонами измерений
0 + 1-105 и 0 + 6-105 [Н/м2], класс точности измерителей не хуже 0,3. Аэродинамические силы,
действующие на модель, измерялись с помощью весов АВ-313М механического типа. Инструментальная погрешность весовых измерений не превышает 0,1% от верхнего предела диапазона измеряемой компоненты, соответственно погрешность определения сопротивления не превышает 0,7% при Мш = 4 и 1,1% при Мш = 6.
Одновременно с весовыми измерениями на выходе из протока мотогондолы с помощью мерных сопл и гребенки приемников полного давления проводились измерения характеристик потока, захватываемого воздухозаборником. По этим аэрометрическим данным получен коэффициент расхода воздухозаборника и определены силы, действующие на внутренние поверхности, воздухозаборника, не моделируемые для натурного летательного аппарата, которые исключались из результатов весовых измерений. Погрешность определения расходных характеристик воздухозаборника для принятой схемы измерений, по данным [10], составляет
Все испытания проводились при естественном состоянии пограничного слоя на модели. Для числа Мш = 4,05 на носовой поверхности в сечении перед клином сжатия воздухозаборника были проведены измерения параметров потока в пограничном слое. Анализ полученных профилей скорости для конфигурации с заостренным носком показал, что в указанном сечении имеет место турбулентный пограничный слой. Оценки для Мш = 6, на основе данных Корнилова В. И. по переходу пограничного слоя на плоской пластине и стреловидных крыльях [16] в условиях аэродинамической трубы Т-313, показывают, что длина перехода на исследуемой модели может составлять ~ 15 — 20 мм. Затупление носка может привести к увеличению длины перехода в ~ 2 — 3 раза [17], однако и для затупленной конфигурации можно ожидать турбулентное состояние пограничного слоя перед воздухозаборником.
Представление аэродинамических сил модели. При определении аэродинамических характеристик моделей с протоками существенным является определение расходных характеристик воздухозаборника, расположенного на ЛА. Расход через мерное сопло и соответственно уравнение расхода для протока через модель могут быть представлены в виде:
Здесь q(Mc) — газодинамическая функция приведенного расхода; кт — коэффициент функции расхода, зависящий от показателя адиабаты у и удельной газовой постоянной; Ас -площадь минимального сечения мерного сопла; poc, Mc и T0c — средние значения параметров струи в мерном сопле, соответственно полное давление, определяемое по аэрометрическим данным, число Маха и температура торможения. В соответствии с реализующимся в испытаниях модели критическим режимом истечения струи на выходе из мерного сопла полагается M c = 1. Течение в канале модели предполагается адиабатическим, а теплофизические свойства воздуха -неизменными, т. е. Toc = const = Тош и у = const = 1,4. Коэффициент расхода воздухозаборника определяется из уравнения расхода
где Лш — площадь струи, захватываемой воздухозаборником в невозмущенном набегающем потоке; Л0 — лобовая площадь воздухозаборника, определенная выше; р0<ю — полное давление в набегающем потоке.
Силы по внутренним поверхностям канала модели, которые исключаются из результатов весовых измерений и которые обычно называются «поправками на влияние протока», определяются по изменению количества движения струи, захватываемой воздухозаборником, на
1 — 4%.
f = Ax / A =-J----------—
Po» q (M^)A о
(1)
участке от сечения в набегающем потоке до сечения на выходе из протока. При этом исключаемые силы содержат как часть сил, которые не моделируются для натурного летательного аппарата, так и часть моделируемых сил. Возможны различные формы определения внутренних немоделируемых сил, и соответственно могут отличаться получаемые аэродинамические характеристики моделей с протоками. В данной работе использован подход [11], согласно которому поправка на влияние протока может быть записана в виде:
-^пр ? (2)
Л^е С
1е = 2[те ге + (Ре - Р» ) Ае ] = £[_Ре Ум2 + (Ре - Р» ) Ае >
1 1
4, = тда^ОО = Р»УМ00/А0 .
Здесь Яс — единичный вектор направления оси сопл, предполагаемый совпадающим с вектором пдв оси двигателя; Ус, рс — скорость и статическое давление струи протока в мерном сопле.
Соответственно, суммарные аэродинамические характеристики модели с протоком определяются в виде:
=Кв~ йпр , (3)
где Яа — вектор определяемой результирующей аэродинамической силы; /?,, — вектор результирующей силы, действующей на модель и измеряемой весами.
При определении поправок на влияние протока в виде (2) получаемые по результатам испытаний аэродинамические характеристики включают следующие составляющие:
^-а ^внеш + К ж. к. + (^дв ). (4)
Здесь Квнеш — вектор результирующей силы по внешним поверхностям планера и силовой установки, не омываемым струей, захватываемой воздухозаборником; Яж,к, — вектор результирующей силы по так называемому жидкому контуру воздухозаборника. Этот контур образуется поверхностью тока струи, захватываемой воздухозаборником и проходящей через его передние кромки, и соответствует участку струи от сечения в невозмущенном набегающем потоке до кромок; вектор 1т (пдв — пт) представляет силы, связанные с поворотом струи, проходящей через проток, от направления в набегающем потоке пх до направления пдв оси сопла и двигателя. Последние силы моделируются в испытаниях модели с протоком и поэтому не исключаются из результатов [11]. Отметим, что приводимые для рассматриваемой конфигурации внешние аэродинамические характеристики включают также донное сопротивление по хвостовому торцу фюзеляжа и крыла.
В данной работе, помимо рассмотрения характеристик воздухозаборника в системе летательного аппарата и суммарных аэродинамических характеристик по результатам испытаний модели с протоком, был выполнен более полный анализ свойств конфигурации ГЛА с ВРД в целом, который предполагает рассмотрение всех сил, действующих на летательный аппарат, включая силовую установку. С этой целью для исследуемой конфигурации ГЛА были получены оценки результирующих тягово-аэродинамических сил с использованием экспериментально определенных величин коэффициента расхода и аэродинамических характеристик и тяговых характеристик двигателя, рассчитанных на основе одномерного рассмотрения течения с теплоподводом в канале двигателя. При этом для силовой установки рассматривался режим работы ГПВРД — подвод горючего (газообразного водорода) при сверхзвуковой скорости в камере сгорания. Коэффициент избытка воздуха ав и возможное количество подводимого горючего определялись из расчета теплового запирания камеры сгорания с постоянной
площадью поперечного сечения. Теплоемкость продуктов сгорания принималась постоянной, характеризуемой эффективным показателем адиабаты уп.с = 1,26. Краткое описание и основные допущения используемой методики оценок тяговых характеристик ГПВРД содержатся в [12],
[13].
Экспериментально определяемые аэродинамические характеристики моделей с протоками должны входить в состав суммарных сил, действующих на ЛА, в виде:
R = Ra+P,
где R — вектор результирующей тягово-аэродинамических сил по всем внешним и внутренним поверхностям планера аппарата и двигателя; вектор Ra определен выше по (3), (4); Р — вектор тяги двигателя, определяемый различным образом в зависимости от принятого способа разложения сил. Учитывая определение аэродинамических сил в соответствии с [11], в данном случае вектор тяги должен быть представлен в виде:
Р ~ ~ [^^С.Д^С.Д (Рс.Д _ Pas )^С.Д _ ^оо^оо • (^)
Здесь тсд, ¥сд, рсд — массовый расход, скорость, статическое давление выхлопной реактивной струи и Асд - выходная площадь сопла натурного двигателя. Заметим, что выходное сечение сопла двигателя рассматриваемой конфигурации ГЛА включает площадь донного среза несущего корпуса и мотогондолы и его суммарная площадь составляет относительную величину Асд/А0 = 3,78. Расходные характеристики двигателя, т. е. величины тсд и тш в (5) должны определяться с учетом коэффициента расхода воздухозаборника (1), полученного экспериментально.
Для определения тяговых характеристик двигателя в соответствии с принятой расчетной моделью необходимо, прежде всего, знание параметров одномерного потока в горле воздухозаборника. В оценках этих характеристик число Мг было получено из уравнения расхода с использованием экспериментальных значений коэффициента расхода в виде:
* (Мг )=^,
Аг стг
где Аг = Аг/А0 — относительная площадь сечения горла воздухозаборника; ог = овнешовх — коэффициент восстановления полного давления в горле; овнеш — коэффициент восстановления полного давления струи, захватываемой воздухозаборником, в сечении входа; овх — изменение коэффициента восстановления для входного участка воздухозаборника от сечения входа до сечения горла. В нашем случае потери полного давления на этом участке обусловлены, в основном, только поворотом сверхзвукового потока в скачке уплотнения на обечайке от направления поверхности клина сжатия с углом 03 = 23° перед сечением входа до направления 0г = 0 в горле. Коэффициент овх задавался параметрически, и приводимые ниже характеристики соответствуют значению овх = 0,9. Величины овнеш были получены из расчета невязкого обтекания поверхностей сжатия. Параметры потока на носовой треугольной поверхности предварительного сжатия перед воздухозаборником определялись с использованием методики
[14], обтекание клина внешнего сжатия воздухозаборника и скачки уплотнения на этом клине предполагались плоскими. При известных значениях Мг и ог могут быть получены остальные необходимые параметры потока в горле, определяемые процессом сжатия захватываемой струи в воздухозаборнике.
При известных тяговых характеристиках двигателя коэффициенты результирующих тяговоаэродинамических сил, включающих все силы, действующие как на внешние, так и на внутренние поверхности летательного аппарата и силовой установки, могут быть определены как
СЛу = СР вШ а А/Ул ~Уа
- С,
где с =ха/дх £пл, суа = Уа/Чх^пл — экспериментальные значения аэродинамических коэффициентов; ср = Р/ддаА0 — коэффициент тяги, определяемой в соответствии с (5); ск^ , ск
— коэффициенты суммарной тангенциальной и подъемной силы.
Влияние бокового растекания на клине сжатия воздухозаборника. При рассмотрении эффектов бокового растекания для плоского воздухозаборника с наличием или без боковых щек клина сжатия в зависимости от Мш следует учитывать расчетное число Мр воздухозаборника. При числах Мш < Мр щеки лишь частично ограничивают область на клине сжатия от внешнего течения по бокам воздухозаборника. Вследствие этого даже при наличии щек имеется боковое растекание потока, которое может привести к изменению характеристик воздухозаборника, в частности, коэффициента расхода /. Очевидно, что эффекты бокового растекания должны зависеть от относительной ширины воздухозаборника Ьв/Ив. В [4] на примере изолированного трехскачкового воздухозаборника с Мр = 5,3 и 9і = 7,5°, 02 = 15°, 03 = 27,5° показано, что для воздухозаборников с Ьв/Нв > 4 на режимах Мш < Мр наличие боковых щек приводит к повышению коэффициента расхода лишь на 1,5 — 2%, а при Мш > Мр — на 2 — 3%. Однако в [6] для воздухозаборника с Ьв/Ив = 1,33 и Мр = 4, 01 = 12°, 02 = 22,8° наблюдалось более существенное влияние боковых щек, особенно на режимах обтекания с Мш ~ Мр. Так, при Мш = 4 и угле атаки а = 0° наличие боковых щек приводит к росту коэффициента расхода на ~ 22%. Аналогично, в [7] для односкачкового воздухозаборника с Ьв/Ив = 1 и 91 = 10° на расчетном режиме Мр = 6,1 при наличии боковых щек имело место увеличение коэффициента расхода на ~ 11%. Заметим, что данные [4], [6], [7] относятся к изолированным плоским воздухозаборникам. В случае воздухозаборника в компоновке с планером он будет обтекаться пространственным потоком от носовой части аппарата и можно полагать, что эффекты бокового растекания, связанные с наличием или отсутствием боковых щек, будут проявляться в меньшей мере по сравнению с изолированными воздухозаборниками.
Полученные экспериментальные данные по коэффициенту расхода воздухозаборника при Мш = 4 и 6 для рассматриваемой конфигурации ГЛА без затупления представлены на рис. 2 для варианта модели с боковыми щеками по сравнению с вариантом без них. Приращение коэффициента расхода для а = 0 при наличии боковых щек не превышает А/ ~ 1,2—2,8% и уменьшается
с ростом угла атаки. Таким образом, эффективность установки боковых щек для увеличения коэффициента расхода соответствует отмеченной ранее в [4] для изолированных воздухозаборников с Ьв/Нв > 4. Однако для испытанной модельной конфигурации относительная ширина воздухозаборника примерно в два раза меньше (Ьв/Нв = 1,91). Определенные для нее значения А/ даже
при Мш = Мр существенно меньше величин, полученных для воздухозаборника с Ьв/Нв = 1,33 в [6], где на расчетных режимах обтекания отмечается заметное влияние боковых щек. По-видимому, в нашем случае малая эффективность боковых щек, ограничивающих растекание потока на клине сжатия собственно воздухозаборника, является следствием эффектов пространственного обтекания воздухозаборника в компоновке с планером. Несмотря на то, что при а = 0 нижняя поверхность несущего корпуса расположена по потоку, перетекание с верхней поверхности, обусловленное сжатием потока, приводит к рис 2 Коэффициент расхода воздуха:
1 — М„ = 4; 2 — М„ = 6;
О — без боковых щек; А — с боковыми щеками
трехмерному течению перед воздухозаборником и нарушает расчетный режим его обтекания.
Анализ аэродинамических характеристик показал, что изменение коэффициента лобового сопротивления с
при нулевой подъемной силе в зависимости от наличия или отсутствия боковых щек для различных значений числа Маха набегающего потока Мш имеет неоднозначный характер (рис. 3). Так, в случае мотогондолы с боковыми щеками при Мш = 4 наблюдается увеличение с на
~ 10%, а при Мш = 6 — наоборот, с уменьшается по
сравнению с вариантом модели без боковых щек примерно на эту же величину. Такой характер зависимости с может быть связан с соответствующим
изменением сопротивления по жидкому контуру сх
струи, захватываемой воздухозаборником. Так, в [6] сопротивление по жидкому контуру изолированных плоских воздухозаборников исследовалось численно и также получено изменение сх для случаев отсутствия
или наличия боковых щек, аналогичное отмеченному выше характеру. Этот эффект объясняется тем, что при обтекании с числами Мш < Мр и ограничении бокового растекания, т. е. установке боковых щек, увеличиваются углы наклона скачков уплотнения, что приводит к росту длины и площади жидкого контура и, следовательно, к росту сопротивления по жидкому контуру. В случае режимов обтекания с Мш ~ Мр определяющим при установке боковых щек является, по-видимому, уменьшение площади боковых поверхностей жидкого контура, что приводит к соответствующему уменьшению с . При этом, несмотря на появление дополнительного
сопротивления внешних поверхностей боковых щек, общее сопротивление конфигурации может уменьшаться. Таким образом, полученные экспериментальные данные по сх рассматриваемой
конфигурации ГЛА подтверждают вывод работы [6], сделанный на основе численных расчетов невязкого обтекания, что при числах Мш ~ Мр оптимальным, с точки зрения минимального сопротивления, будет воздухозаборник с полными боковыми щеками, а при Мш < Мр — с подрезанными или без боковых щек.
Как показали полученные экспериментальные данные, несущие свойства конфигурации в целом и связанное с ними индуктивное сопротивление практически не зависят от ограничения бокового растекания на клине сжатия воздухозаборника. Поэтому характер поведения с (Мте)
при наличии или отсутствии боковых щек определяет также и соответствующие зависимости аэродинамического качества К = с^/с^ . Максимальное аэродинамическое качество Ктах
конфигурации представлено на рис. 3. Для варианта мотогондолы с боковыми щеками при Мш = 4 величина Ктах уменьшается на ~ 4%, а при Мш = 6 — возрастает на ~ 8% по сравнению с вариантом без боковых щек. Следует отметить также возрастание Ктах с увеличением числа Маха набегающего потока для обоих вариантов мотогондолы.
Таким образом, на режимах обтекания при числах Маха набегающего потока Мш ~ Мр для варианта модели с боковыми щеками имеет место улучшение как расходных характеристик воздухозаборника, так и суммарных аэродинамических характеристик по сравнению с вариантом без боковых щек. Следует отметить, что хотя сравнительное возрастание коэффициента расхода / и уменьшение сопротивления с невелико, однако одновременно улучшаются обе
характеристики и можно ожидать более заметного повышения эффективности двигателя и аппарата в целом.
Для оценки влияния исследуемых факторов на общую эффективность аппарата были получены интегральные тягово-аэродинамические характеристики конфигурации на основе
М„
Рис. 3. Коэффициент лобового сопротивления при нулевой подъемной силе и макси-
мальное аэродинамическое качество:
О — без боковых щек; д — с боковыми щеками
Рис. 4. Поляры аэродинамических и результирующих тяговоаэродинамических сил
летательного аппарата при М„ = 6:
1 — поляры аэродинамических сил; 2, 3 — поляры тягово-аэродинамических сил;
О — без боковых щек; А, А — с боковыми щеками
экспериментальных данных по коэффициенту расхода и аэродинамическим характеристикам и расчетных тяговых характеристик двигателя. На рис. 4 для испытанных вариантов модели с различными мотогондолами при числе Маха набегающего потока Мш = 6 приведены поляры экспериментально определенных
аэродинамических сил су^ (сх^) и результирующих
тягово-аэродинамических сил ск ^сд ^. Следует
отметить, что для рассматриваемой конфигурации ГЛА с соплом с прямым срезом несущие свойства конфигурации полностью определяются лишь аэродинамическими
силами. При этом поляры су ^сх ^ при наличии и без
боковых щек воздухозаборника практически эквидистантны, т. е. сдвиг этих поляр обусловлен,
главным образом, различием в с . Таким образом, наличие или отсутствие боковых щек на
клине сжатия воздухозаборника оказывает также незначительное влияние на изменение индуктивного сопротивления, соответственно их малому влиянию на подъемную силу
конфигурации. Хотя внутренние тяговые силы вносят небольшой вклад в подъемную силу
аппарата, они определяют его движущую силу. При малых значениях сд « 0—0,07 в случае
наличия боковых щек имеет место существенное увеличение результирующей движущей силы ГЛА, а при больших сд — уменьшение суммарной силы сопротивления. Отметим, что общее
приращение результирующих тягово-аэродинамических сил, связанное с наличием боковых щек, можно разложить на составляющие, обусловленные соответственно увеличением коэффициента расхода и уменьшением сопротивления с . Для этого, при определении результирующих
характеристик ск и ск необходимо использовать экспериментальные данные по коэффициенту
у х
расхода для варианта модели с мотогондолой со щеками и по аэродинамическим характеристикам для варианта без щек. Соответствующая поляра ск ^сд ^ представлена также на рис. 4 (кривая 3, темные значки), и можно видеть, что при малых ск < 0,07 заметный вклад вносят обе составляющие. Однако для более высоких значений ск определяющим является улучшение аэродинамических характеристик, при этом соответствующее приращение А ск^
остается практически постоянным во всем исследованном диапазоне углов атаки. Последнее обусловлено отмеченной ранее слабой зависимостью индуктивного сопротивления конфигурации от наличия или отсутствия боковых щек на клине сжатия воздухозаборника.
Влияние затупления носовой части аппарата. Одним из основных факторов, определяющих эффективность работы воздухозаборника, является степень нарастания пограничного слоя на поверхностях предварительного сжатия носовой части аппарата и клиньях внешнего сжатия собственно воздухозаборника. В случае затупления носка ГЛА развитие пограничного слоя происходит под воздействием высокоэнтропийного слоя, толщина которого может быть сопоставима или превышать толщину вязкого слоя. Как показывают численные расчеты невязкого обтекания треугольного крыла с затупленными передними кромками [2], относительная толщина энтропийного слоя на нижней поверхности возрастает с увеличением числа Мш и уменьшается с увеличением угла атаки.
В рамках рассматриваемой задачи о влиянии затупления на аэродинамическую эффективность ГЛА в целом были проведены сравнительные исследования пограничного слоя на нижней поверхности носовой части модели для вариантов конфигурации с заостренным и затупленным носком. Для этого в плоскости симметрии z = 0 в сечении х = 340 мм (перед
характеристики
перед
Рис. 5. Интегральные пограничного слоя воздухозаборником:
О — заостренный носок, А — затуплен ный носок
передней кромкой клина сжатия воздухозаборника) измерялось статическое давление на стенке и с помощью соответствующих микронасадков, установленных на координатном устройстве, профиль статического или полного давления в пограничном слое. По данным измерения давления, в предположении справедливости интеграла Крокко для описания распределения температуры и с использованием алгоритмов вторичной обработки [15], были определены профиль скорости в пограничном слое и его интегральные характеристики — толщина 5, толщина вытеснения 5* и толщина потери импульса 5**. Заметим, что при обтекании конфигурации с затуплением носка в слое течения вблизи стенки не представляется возможным отделить «вязкую» неравномерность от «невязкой». Поэтому в данном случае под пограничным слоем будем понимать пристенное течение, включающее в себя оба эффекта.
Пример интегральных характеристик пограничного слоя, полученных при числе Маха набегающего потока Мш = 4 и числе Рейнольдса Rel = 56-106 1/м, представлен на рис. 5. Прежде всего следует отметить, что затупление носка приводит к существенному возрастанию всех толщин пограничного слоя. Так, в диапазоне углов атаки а = 0—3° величины 5, 5*, 5** увеличиваются в ~ 2,5—2,7 раза, при а = 10° — в ~ 1,4—1,8 раза по сравнению с
обтеканием заостренной конфигурации. Значительно меньшее влияние затупления при угле атаки а = 10° связано, по-видимому, с уменьшением толщины энтропийного слоя с увеличением а. Анализ профилей скорости показал, что применение двухслойной модели в рамках степенного закона распределения скорости для описания пограничного слоя дает хорошие результаты лишь при а = 10°. В этом случае можно ожидать, что на участке между носком модели и измерительным сечением произошло поглощение энтропийного слоя пограничным.
По данным измерений при Мш = 4 и а = 0 для конфигурации без затупления толщина пограничного слоя перед воздухозаборником составляет 5 = 3,9 мм и толщина вытеснения 5* = 1,7, а в случае с затуплением — 5 = 10,1 мм и 5* = 4,3 мм. Отмеченное существенное возрастание толщины вытеснения должно сопровождаться также заметными потерями расхода воздуха через воздухозаборник. Полученные экспериментальные значения коэффициента расхода / при Мш = 4 и 6 для затупленной и заостренной конфигурации ЛА без боковых щек представлены на рис. 6. Отметим, что хотя воздухозаборник модели имеет расчетное число Мр = 6 и носовая поверхность предварительного сжатия при а = 0 расположена по потоку, коэффициент расхода при Мш = 6 и а = ° существенно меньше единицы. Это является следствием, прежде всего, влияния вытесняющего действия пограничного слоя. Так, по данным теневой визуализации течения с помощью прибора Теплера при числе Мш = 6 пограничный слой в сечении входа в канал воздухозаборника в случае заостренной конфигурации занимает около 50% высоты входа. Затупление носка приводит к существенному уменьшению величины / при а = 0 — на ~ 23% для Мш = 4 и на ~ 42% для Мш = 6. Однако с ростом угла атаки влияние затупления ослабевает, как этого можно было ожидать по данным измерений 5*, и при а > 9° значения / для затупленной и заостренной конфигурации близки. В то же время с увеличением числа Маха набегающего потока Мш потери расхода вследствие затупления носка существенно возрастают.
С характером изменения коэффициента расхода по углу атаки для затупленной конфигурации в значительной степени связано также поведение суммарных аэродинамических характеристик конфигурации в целом, включающих силы по жидкому контуру струи, захватываемой воздухозаборником. В частности, при числе Мш = 6 обращает внимание существенное возрастание лобового сопротивления в диапазоне углов атаки а < 6° и отклонение поляры от параболического вида для затупленной конфигурации. Следует отметить, что в отличие от этого при Мш = 4 такое изменение поляры не имеет места. Увеличение коэффициента лобового сопротивления при нулевой подъемной силе с за счет затупления достигает ~ 12% и
~ 21% при а 4 и 6 соответстве б Таким образом, аналогично как и для коэффициента расхода, влияние затупления
носка на сопротивление ЛА возрастает с увеличением числа Маха набегающего потока.
Как показали экспериментальные данные, несущие свойства конфигурации слабо зависят от наличия затупления, хотя в области углов атаки а = 0—6° при Мш = 6 имеет место некоторое повышение величин су и
са . Следует отметить, что затупление носка слабо изменяет величину максимального аэродинамического качества Ктах как при Мш = 4, так и при Мш = 6. В то же время, вследствие отмеченных выше особенностей поляр су (сх )
максимум аэродинамического качества при Мш = 6 для затупленной конфигурации достигается при заметно больших углах атаки (а)^ ~ 10—11°, по сравнению с
(а)
к„
6—7° для конфигурации без затупления носка.
Рис. 7. Коэффициент тяги силовой установки при М, = 6:
О — заостренный носок;
А — затупленный носок
Естественно ожидать, что уменьшение
коэффициента расхода воздухозаборника и увеличение лобового сопротивления приведут к потерям в результирующих тягово-аэродинамических
характеристиках. Коэффициент тяги сР силовой установки для М, = 6, рассчитанный с использованием значений коэффициента расхода, полученных экспериментально, приводится на рис. 7.
В соответствии с расчетными данными полученные величины сР, с учетом повышенного лобового
сопротивления с не обеспечивают положительных
значений результирующей тангенциальной силы для конфигурации с затуплением носка во всем
рассмотренном диапазоне углов атаки. В то же время для варианта конфигурации ЛА без
затупления носка положительные значения скимеют место при углах атаки а = 0—6°, т. е.
вплоть до режимов максимального
аэродинамического качества (см. рис. 4).
Таким образом, проведенные
экспериментальные исследования
взаимодействия планера и
воздухозаборника на примере
конфигурации ГЛА с подфюзеляжным
расположением тракта силовой
установки позволяют заключить, что:
— наличие щек, ограничивающих
боковое растекание на клине сжатия
воздухозаборника, приводит к
Рис. 6. Влияние затупления носка на коэффициент расхода , ,
небольшим приращениям коэффициента
а — м = 4; Ь — М = 6: расхода как при М, < Мр, так и М, ~ Мр,
О — заостренный носок; А — затупленный носок
что, по-видимому, обусловлено установкой воздухозаборника в системе летательного аппарата и нарушением расчетного режима обтекания;
— оптимальным, в смысле минимального сопротивления, на режимах Мш < Мр является воздухозаборник без боковых щек, на режимах Мш ~ Мр— с боковыми щеками;
— для конфигурации без затупления и с затуплением носка несущие свойства и максимальное аэродинамическое качество мало отличаются, однако в последнем случае для Мш = 6 максимум качества достигается при более высоких углах атаки;
— затупление носка летательного аппарата приводит к существенному росту толщины пограничного слоя пристенного высокоэнтропийного течения, особенно при малых углах атаки. Это обуславливает потери в коэффициенте расхода и возрастание коэффициента лобового сопротивления сх и, как следствие, приводит к ухудшению результирующих тяговоаэродинамических характеристик аппарата в целом.
ЛИТЕРАТУРА
1. Старухин В. П., Чевагин А. Ф. Влияние затупления входных кромок на характеристики подкрыльевых воздухозаборников//Ученые записки ЦАГИ.— 1994. Т. XXV,
№ 1—2.
2. Б ах ар ев С. А., Г у рыл ев В. Г., Косых А. П. Аэродинамические характеристики затупленного треугольного крыла с отбором воздуха через воздухозаборник при сверх- и гиперзвуковых скоростях. Ч.2//Ученые записки ЦАГИ.— 1991. Т. XXII, № 1.
3. Александрович Е. В. Сопротивление затупленных кромок сверхзвуковых и гиперзвуковых воздухозаборников//ТВФ.—1997, № 6.
4. Босняков С. М., Старухин В. П., Чевагин А. Ф. Влияние крыла на характеристики подкрыльевого плоского воздухозаборника//Ученые записки ЦАГИ.— 1994.
Т. XXV, № 1—2.
5. Босняков С. М., Реме ев Н. Х. Исследование пространственного обтекания плоского воздухозаборника с боковыми щеками сверхзвуковым потоком газа//Ученые записки ЦАГИ.— 1980. Т. XI, № 5.
6. Босняков С. М., Быкова С. А., Реме ев Н. Х. Исследование пространственного обтекания и аэродинамических характеристик плоских воздухозаборников с различной формой входа и размерами боковых щек//Ученые записки ЦАГИ.— 1983. Т. XIV, № 3.
7. Виноградов В. А., Дуганов В. В., Захаров Н. Н., Иванов М. Я.,
Иванов О. К. Экспериментальные и расчетные исследования клина изолированного плоского воздухозаборника//Тех. отчет /ЦИАМ, N 8198.— М.—1977.
8. Волонихин И. И., Григорьев В. Д., Демьяненко В. С., Писарен -ко Х. И., Харитонов А. М. Сверхзвуковая аэродинамическая труба Т-313. — Аэрофизические исследования//Сб. науч. тр. / Ин-т теорет. и прикл. механики СО АН СССР.
— Новосибирск.—1972.
9. Амелина М. А., Бродецкий М. Д., Волонихин И. И., Вышен-ков Ю. И., Зуенко В. С., Ольховиков Г. П., Харитонов А. М. Многоканальный измеритель давления МИД-100. — Методы и техника аэродинамического эксперимента//
Сб. науч. тр. / Ин-т теорет. и прикл. механики СО АН СССР.— Новосибирск.—1978.
10. Г у н ь к о Ю. П. Экспериментальное сравнение методик определения пневмометрическими способами суммарного расхода струей сверхзвуковых неравномерных потоков//Препринт / АН СССР, Сиб. отд-ние, Ин-т теорет. и прикл. механики; N 2.— Новосибирск.— 1981.
11. Блищ В. Г. О внешних и внутренних аэродинамических силах и моментах летательных аппаратов с ВРД и их моделей при ненулевых углах атаки//Труды ЦАГИ.—
1987. Вып. 2328.
12. Белоглазкин А. Н., Гунько Ю. П., Кощеев А. Б., Мажуль И. И.
Расчетный анализ аэродинамических и тягово-аэродинамических характеристик гиперзвукового летательного аппарата с ГПВРД. — Аэротермодинамика воздушнокосмических систем//Сб. науч. докладов ежегодной Школы-семинара / ЦАГИ. —
Жуковский.— 1992.
13. Гунько Ю. П., Мажуль И. И. Интегральная аэрогазодинамика гиперзвуковых летательных аппаратов с прямоточными воздушно-реактивными двигателями со сверхзвуковым горением//Теплофизика и аэромеханика.— 1995. Т. 3, № 4.
14. М а ж у л ь И. И. Некоторые особенности приближенного расчета суммарных аэродинамических характеристик полигональных несущих конфигураций при сверхзвуковых скоростях полета//Изв. СО АН СССР. Сер. техн. наук.— 1986. Вып. 3, № 16.
15. Гольдфельд М. А., Тютина Э. Г. Реламинаризация сверхзвукового турбулентного пограничного слоя при быстром расширении около угловой точки//Препринт/ АН СССР, Сиб. отд-ние, Ин-т теорет. и прикл. механики; N 12-82.— Новосибирск.— 1982.
16. К а л и н и н а С. В., К о р н и л о в В. И. Влияние угла стреловидности и единичного числа Рейнольдса на переход пограничного слоя при сверхзвуковых скоростях//Прикладная механика и техническая физика.— 1973, № 1.
17. Г е н д е р с о н А. Гиперзвуковые вязкие течения. — Современные проблемы газовой динамики. - М: Мир.— 1971.
Рукопись поступила 2/111999 г.
