Нестационарные аэродинамические характеристики возвращаемых аппаратов сегментально-конической формы Текст научной статьи по специальности «Физика»

Механика жидкости и газа Вестник Нижегородского университета им. Н. И. Лобачевского, 2011, № 4 (3), с. 860-862

УДК 533.6.071.8

НЕСТАЦИОНАРНЫЕ АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ ВОЗВРАЩАЕМЫХ АППАРАТОВ СЕГМЕНТАЛЬНО-КОНИЧЕСКОЙ ФОРМЫ

© 2011 г. В.А. Козловский, Ю.М. Липницкий

Центральный научно-исследовательский институт машиностроения, г. Королев

1ірпуи42@ mail.ru

Поступила в редакцию 16.05.2011

Разработана методика определения нестационарных демпфирующих характеристик на основе прямого численного моделирования обтекания колеблющегося возвращаемого аппарата (ВА), приведены результаты расчетов, свидетельствующие о сложном поведении демпфирующих характеристик ВА сегментально-конической формы в районе трансзвуковых скоростей. В широком диапазоне чисел Мж и Яе^ в аэродинамических трубах методом свободных колебаний получены характеристики динамической устойчивости модели ВА, подтверждающие результаты расчетов.

Ключевые слова: численное моделирование, аэродинамические характеристики, возвращаемый аппарат, демпфирование, метод свободных колебаний.

При анализе характера движения возвращаемого аппарата (ВА) в атмосфере планет необходимо знание аэродинамических характеристик как в установившемся, так и в неустано-вившемся полете.

ВА сегментально-конической формы состоит из лобовой части в виде сферического сегмента и сужающейся конической кормы, в ряде случаев также оканчивающейся сферой. Данная конфигурация ВА удовлетворяет требованиям баллистического спуска в атмосфере Земли и широко используется в космической технике.

В случае неустановившегося движения летательного аппарата на него действует демпфирующий момент, препятствующий вращению летящего тела, обусловленный угловой скоростью вращения и запаздыванием скоса потока [1, 2].

Во время полета ВА наблюдаются особенности колебательного движения, связанные со спецификой конфигурации аппарата, изменением скорости и вариацией числа Рейнольдса. Скорость полета ВА изменяется в диапазоне от гиперзвуковых величин при входе в атмосферу планеты до малых дозвуковых на предпосадочном участке траектории.

В силу того, что в полете аппарата подобной формы реализуется сложная картина обтекания, связанная, особенно при трансзвуковых скоростях, с наличием дозвуковых и сверхзвуковых зон течения и областей отрыва, следует ожидать снижения на отдельных участках тра-

ектории спуска динамической устойчивости и автоколебаний ВА со значительной амплитудой, препятствующих безопасному приземлению.

Для определения нестационарных аэродинамических характеристик ВА были разработаны методика и программа, основанные на прямом численном моделировании обтекания колеблющегося тела в рамках уравнений Эйлера [3].

С помощью этой программы определялись демпфирующие характеристики сегментально-конического тела (рис. 1) с углом обратного конуса 20° и отношением длины к диаметру 0.87.

Рис. 1

Численное моделирование было проведено для чисел Маха набегающего потока Мм = 0.8 и 1.5 для положения центра колебания ХС1Ь = 0.35, УС 1Ь = 0.04. Частота колебаний принималась равной 1 Гц, амплитуда колебаний составляла 5°. На рис. 2 приведены гистерезисные кривые — зависимости коэффициента момента тангажа от угла отклонения от первоначального положения т2(д), соответствующего балансировочному углу атаки.

Видно, что поведение гистерезисных кривых при трансзвуковом и сверхзвуковом режимах обтекания существенно различается. При сверхзвуке кривая достаточно простая, что свидетельствует о демпфировании на этом режиме. Наоборот, при трансзвуковом режиме обтекания, при М^ = 0.8, гистерезисная кривая имеет сложный вид, т.к. имеются точки самопересечения и, следовательно, участки демпфирования и антидемпфирования чередуются. При этом на балансировочном угле атаки имеет место антидемпфирование. Численные значения коэффициента демпфирования на балансировочном угле атаки таковы: = 0.8 -

ш\^ = = 0.191, Мда = 1.5-г =-0.182.

Рис. 2

Экспериментальные исследования демпфирующих характеристик возвращаемых аппаратов проведены методом свободных колебаний динамически подобной модели ВА на донной державке с одной степенью свободы в аэрогазодинами-ческом комплексе У-21-У306-ТЭС экспериментальной базы ЦНИИмаш, состоящем из трансзвуковой аэродинамической трубы У-21 (рабочая часть сечением 1.4х1.4 м, числа Маха М^ = 0.2 ... 1.4 и 1.8, числа Рейнольдса, вычисленные по характерному размеру 1 м, Яе^ = 2 • 105^1.1-108), гиперзвуковой установки У306-3 (сопла с диаметром среза 1.2 м, М^ = 3.0, 4.0, 6.0, 8.0, Яе^ = = 106^2 • 108) и турбоэксгаустерной станции «Енисей». Экспериментальные исследования модели сегментально-конической формы в аэродинамических трубах в диапазоне чисел Маха 0.5...8.0 показали, что при транс- и сверхзвуковых скоростях М> 0.9 ВА динамически устойчив (ш“г = -0.17...-0.19) и автоколебания отсутствуют. На рис. 3 показана амплитуда колебаний при М^ = 1.5.

Рис. 3

При дозвуковых скоростях полета динамическая устойчивость быстро снижается с уменьшением числа Маха (рис. 4) и при = 0.5 наблюдаются автоколебания с амплитудой А0 = 9о.

Зависимость т“г (М^) при колебаниях с начальной амплитудой А0 = 9о при разных числах Рейнольдса приведена на рис. 5.

Рис. 4

0 1 2 3 4 5 6 7 М „

Рис. 5

Таким образом, при полете в атмосфере ВА сегментально-конической формы имеет место антидемпфирование колебаний при дозвуковых скоростях полета. Снижение динамической устойчивости и рост амплитуды автоколебаний ВА при дозвуковых скоростях необходимо учитывать при разработке алгоритма посадки.

Работа выполнена при поддержке РФФИ, грант № 10-01-00677.

Список литературы

1. Липницкий Ю.М. и др. Нестационарная аэродинамика баллистического полета. М.: Физматлит, 2003.

2. Козловский В.А. Экспериментальное определение в аэродинамических трубах методом свободных колебаний характеристик демпфирования спускаемых в атмосфере планет аппаратов // Космонавтика и ракетостроение. 2005. Вып. №1(38). С. 81 —94.

3. Липницкий Ю. М., Михалин В. А., Родионов А.В. Определение нестационарных аэродинамических характеристик колеблющихся обтекателей ракет-носителей // Космонавтика и ракетостроение. 2002. №2. С. 16—23.

UNSTEADY AERODYNAMIC CHARACTERISTICS OF DESCENT VEHICLES WITH SEGMENT-CONE CONFIGURATION

V.A. Kozlovsky, Yu.M. Lipnitsky

A method is developed for determining the unsteady damping characteristics through direct numerical simulation of a flow over oscillating descent vehicle; calculation results are presented that show complicated behavior of damping characteristics of segment-cone descent vehicles at transonic velocities. Dynamic stability characteristics of descent vehicle model are obtained in wind tunnels in wide variation ranges of numbers M^, Re„ using free oscillation technique that verify the calculation results.

Keywords: numerical simulation, aerodynamic characteristics, descent vehicle, damping, free oscillation technique.