CC BY
60
__________УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ ЦАГИ
Том XXX 1999 ~
М3—4
УДК 629.7.015.3.036:533.697.2
О ВЫБОРЕ РАЦИОНАЛЬНЫХ ПАРАМЕТРОВ ПОВЕРХНОСТЕЙ ТОРМОЖЕНИЯ ВОЗДУХОЗАБОРНИКОВ С УЧЕТОМ НЕРАВНОМЕРНОСТЕЙ МЕСТНЫХ ПОЛЕЙ ТЕЧЕНИЯ
А. А. Губанов, В. В. Коваленко, М. Ф. Притуло
Представлены результаты расчетных исследований, обосновывающие важность учета неравномерностей местных полей течения при выборе конфигураций поверхностей торможения воздухозаборников воздушно-реактивных двигателей летательных аппаратов, использующих предварительное торможение потока перед воздухозаборниками элементами планера. На примере полукруглого воздухозаборника с полуконическим центральным телом, расположенного под несущим элементом прямоугольной формы в плане, изуче-; ны деформации скачка уплотнения, вызванного центральным телом, и сделаны количественные оценки влияния этих деформаций на внешние аэродинамические характеристики при числе Маха М,х = 5. Предложен способ выбора геометрических параметров многоступенчатого центрального тела, позво-ляющйй значительно уменьшить вклад воздухозаборника во внешнее лобовое , сопротивление летательного аппарата при относительно небольших потерях в , коэффициенте восстановления полного давления.
Для улучшения аэродинамических характеристик летательных аппаратов с воздушно-реактивными двигателями, предназначенных для полета с большими сверхзвуковыми скоростями, воздухозаборники целесообразно располагать в областях потока, предварительно заторможенного элементами планера. Это позволяет, наряду с увеличением максимальных значений коэффициентов расхода и восстановления полного давления воздухозаборников, повысить аэродинамическое качество летательного аппарата, так как часть лобового сопротивления этих элементов исключается из действующих на него внешних аэродинамических сил и относится к внутренним силам, связанным с созданием тяги двигателя [1]. Указанные эффекты с ростом числа Маха полета Мот усиливаются. Вследствие этого использование элементов планера летательного аппарата для предварительного торможения потока перед воздухозаборниками при скоростях, соответст-
вующих числам Мю>3, становится одним из основных условий оптимальной интеграции планера и силовой установки.
Другим, также очень существенным, фактором интеграции при больших сверхзвуковых скоростях является выбор параметров поверхностей торможения воздухозаборников с учетом особенностей местных возмущенных полей течения. Поскольку элементы планера, осуществляющие предварительное торможение потока, обычно выполняют и другие функции, важные для летательного аппарата, такие, как, например, создание подъемной силы или образование полезных объемов, местные поля течения перед воздухозаборниками зачастую бывают неравномерными. В таких случаях, кроме учета характерного местного числа М в области расположения воздухозаборника, в частности, отличного от М», при выборе геометрических параметров элементов воздухозаборников целесообразно принимать во внимание и характер местных неравномерностей газодинамических параметров. Неравномерности возмущенных полей потока по числу М, а также локальные поперечные скосы потока приводят к деформациям скачков уплотнения, вызываемых поверхностью торможения воздухозаборника, и затрудняют обеспечение расчетного режима обтекания, при котором эти скачки уплотнения фокусируются на передней кромке обечайки.
В возмущенном поле в плоскости входа воздухозаборника, в зависимости от параметров поверхности торможения, могут сформироваться различные картины течения; При рассмотрении какого-либо скачка уплотнения, вызванного поверхностью торможения, может оказаться, что часть этого скачка уплотнения попадает под кромку обечайки. Это приведет к увеличению в сечении входа среднего числа М потока, захватываемого воздухозаборником, и, следовательно, к снижению достижимого уровня коэффициента восстановления полного давления воздухозаборника. Другая часть скачка уплотнения может, наоборот, выйти за пределы обечайки во внешний поток. В этом случае снизится коэффициент расхода воздухозаборника и возрастет его вклад во внешнее лобовое сопротивление. Естественно, при проектировании воздухозаборников следует по возможности избегать обоих отмеченных эффектов. Цели же их полностью избежать не удается, приемлемое решение может быть найдено путем компромисса, для достижения которого необходимы количественные оценки.
Основной целью данной работы является получение количественных оценок влияния поверхности торможения воздухозаборника на внешние аэродинамические характеристики летательного аппарата при расположении воздухозаборника в неоднородном возмущенном поле течения, а также обоснование необходимости учета этого влияния при выборе рациональных геометрических параметров элементов воздухозаборников.
1. Описание рассматриваемой конфигурации и метода расчета. Исследования проводятся путем расчетов в рамках модели невязкого сверхзвукового обтекания [2] на примере полукруглого воздухозаборника
с центральным телом, расположенного под несущим элементом прямоугольной формы в плане (рис. 1). Внешние аэродинамические характеристики подобных комбинаций несущих элементов с воздухозаборниками, рассчитанные без учета влияния центральных тел, представлены, например, в [3].
Специфика рассматриваемой задачи заключается в необходимости выделения как головной ударной волны, вызванной несущим элементом, так и внутренней, создаваемой центральным телом. Для расчета этого рис ] Общий вид рассматриваемой комбинации СЛОЖНОГО течения был реализо- несущего элемента и воздухозаборника ван принцип последовательнопараллельной организации счета. При расчете течения около центрального тела на каждом шаге при движении по маршевой координате в качестве начальных данных использовались параметры потока, полученные в результате расчета обтекания изолированного несущего элемента. Таким образом, полная программа расчета состоит из двух подпрограмм, по каждой из которых рассчитывается одно относительно простое течение: около несущего элемента и около центрального тела.
, : Геометрические параметры несущего элемента и воздухозаборника
были подобраны таким образом, что на расчетном режиме обтекания (в данном случае при Мот = 5 и угле атаки, отсчитываемом относительно нижней поверхности несущего элемента, а = 6°) головной скачок уплотнения в плоскости симметрии комбинации практически попадает на переднюю кромку обечайки воздухозаборника. Несущий элемент в этом случае, при расположении плоскости входа воздухозаборника перпендикулярно его нижней поверхности, имеет при заданном радиусе входа воздухозаборника йо минимальную необходимую длину Ь = 5,8Ло, Измеряемую от передней кромки несущего элемента до плоскости входа воздухозаборника. Размах несущего элемента был выбран небольшим, / = 2,2Ло, чтобы соотношение между продольным и поперечным размерами было близкЪ к реальному, характерному для летательных аппаратов с рассматриваемой скоростью полета. Влияние неравномерности местного поля течения на обтекание центрального тела воздухозаборника в этом случае является заметным. Профиль несущего элемента клиновидный, с углом раствора 5 = 6°, обеспечивающий нулевой вклад верхней поверхности в лобовое сопротивление и подъемную силу на расчетном режиме обтекания. Полуко-ническое центральное тело воздухозаборника, с углом наклона образующей к продольной оси 0] = 15°, своей плоскостью непосредственно прилегает к нижней поверхности несущего элемента.
Расчеты проводились при варьировании длины центрального тела хь измеряемой от его вершины до плоскости входа воздухозаборника (форма, приведенная на рис. 1, соответствует отношению этой величины к радиусу входа Зс] = X] /7?0 = 2,55).
Внешние аэродинамические характеристики комбинации несущего элемента с воздухозаборником с учетом влияния центрального тела вычислялись следующим образом. Вначале определялись аэродинамические характеристики без учета центрального тела (соответствующие, вообще говоря, случаю, когда возмущения, вызванные центральным телом, не попадают во внешний поток). Далее для учета влияния центрального тела проводилось интегрирование характеристик потока в плоскости входа воздухозаборника по области, ограниченной обечайкой воздухозаборника, поверхностью несущего элемента и той частью скачка уплотнения, вызванного центральным телом, которая выходит за пределы обечайки во внешний поток. Интегральные характеристики потока по этой области (расход воздуха и компоненты векторов полного импульса и момента импульса) определялись как в присутствии центрального тела, так и без него. После этого по разностям соответствующих величин находились поправки к внешним аэродинамическим характеристикам, учитывающие влияние центрального тела. Такая методика расчета позволила выделить вклад центрального тела во внешние аэродинамические характеристики конфигурации без интегрирования сил давления по его поверхности, а также интегрирования параметров возмущенного центральным телом потока в плоскости входа воздухозаборника по внутренней области. Таким образом, при определении вклада центрального тела удалось избежать вычитания двух больших величин и соответственно повысить точность расчетов.
Необходимо отметить, однако, что центральное тело повлияет также и на распределение аэродинамических нагрузок по элементам внешней поверхности летательного аппарата, расположенным за плоскостью входа воздухозаборника. Эта составляющая, рассчитываемая простым интегрированием сил давления по поверхности, в данных исследованиях не рассматривается.
2. Результаты расчетов. Расчеты показали, что в рассматриваемом случае форма скачка уплотнения, вызванного центральным телом, в плоскости входа воздухозаборника, действительно, заметно отличается от полуокружности, что имело бы место в случае обтекания центрального тела равномерным сверхзвуковым потоком. В плоскости симметрии комбинации этот скачок уплотнения при М«, = 5 и а = 6° попадает на переднюю кромку обечайки воздухозаборника при ^ « 2,65, в то время как вблизи поверхности несущего элемента в плоскости входа воздухозаборника он проходит на довольно большом расстоянии от обечайки Аг = 0,0 7^. Картина течения, реализующаяся при этом в плоскости входа воздухозаборника, представлена на рис. 2, где, кроме поперечных сечений элементов обтекаемой конфигурации, приведены формы скачков уплотнения, вызван-
и
суа =0,379.
определении фициентов /
с.
0,0403
При
коэф-
ных несущим элементом и центральным телом, а также линии равных значений местного числа М.
Если возмущения, вызванные центральным телом, не попадают во внешний поток (х] < 2,5), то коэффициент расхода воздухозаборника равен значению /= 1,47, а коэффициенты лобового сопротивления и подъемной силы комбинации при этом равны соответственно с.
Рис. 2. Возмущенное поле течения в плоскости входа воздухозаборника (местные значения числа М):
= 2,65; М.» = 5; а = 6°
,уа в качестве характерной площади здесь, как и далее, принимается площадь входа воздухозаборника = кЩ) Д; при этом коэффициенты сха и суа включают вклады элементов внешней поверхности компоновки, расположенных перед плоскостью входа воздухозаборника, а также протока воздуха через двигатель в соответствии с методикой [4] в предположении, что ось выходного сопла двигателя параллельна нижней поверхности несущего элемента.
Влияние центрального тела, в зависимости от параметра Зс}, как показа-лй расчеты, может быть в главном охарактеризовано величинами обусловленного им уменьшения коэффициента расхода воздухозаборника А/ и соответствующего приращения коэффициента лобового сопротивления Асха . На рис. 3 представлена полученная в результате расчетов зависимость величины А/ от
х\, а на рис. 4 — зависимость Асха от А/ При х\ = 2,65, когда весь скачок уплотнения, вызванный центральным телом, перестает частично попадать под кромку обечайки воздухозаборника, уменьшение коэффициента расхода
Рис. 3. Зависимость уменьшения коэффициента расхода: воздухозаборника А/ обусловленного влиянием одноступенчатого центрального тела (0] =15°), от относительного расстояния от вершины центрального тела до плоскости входа воздухозаборника х\:
Мю =5; а = 6°
воздухозаборника А/ составляет около 5% от значения /= 1,47, в то время как приращение коэффициента лобового сопротивления Асха становится
больше 30% от величины сха, вычисленной без учета влияния центрального тела. Вклад центрального тела в аэродинамическую подъемную силу комбинации при этом же значении Зс] составляет 4,5%. Зависимость приращения коэффициента лобового сопротивления компоновки, обусловленного влиянием центрального тела, от соответствующего уменьшения коэффициента расхода Дсда(Д/), как видно из рис. 4, близка к линейной.
Обнаруженный столь значительный вклад центрального тела в величину лобового сопротивления компоновки на режимах частичного попадания вызванного им о -0,05 4/ скачка уплотнения под кромку обечайки
Рис. 4. Зависимость приращения убедительно свидетельствует о том, что, ес-коэффициента лобового сопротив- ли невозможно в силу каких-либо ограни-ления комбинации Ьсха, обуслов- цений обеспсчить ВЫСокую равномерность
ленного влиянием одноступенчато- _
0 потока в области расположения воздухоза-го центрального тела (01 =15 ), от г
1 ■ борника, влияние местных неоднородно-
соответствующего уменьшения коэффициента расхода А/ стеи необходимо учитывать при выборе ра-
м<ю = 5; а = 6° циональных геометрических параметров
центрального тела и/или обечайки.
3. Возможный способ выбора рациональных геометрических параметров многоступенчатого центрального тела. Если поверхность торможения воздухозаборника является многоступенчатой, с целью оптимизации воздухозаборника для какого-либо наиболее важного режима полета можно предложить, например, следующий способ выбора ее рациональных геометрических параметров. Чтобы свести к нулю вклад каждой ступени торможения воздухозаборника во внешнее лобовое сопротивление компоновки (по крайней мере, в рамках модели невязкого сверхзвукового обтекания) и вместе с тем минимизировать потери в коэффициенте восстановления полного давления воздухозаборника, начало каждой ступени торможения воздухозаборника следует последовательно, начиная с первой ступени, располагать на максимально возможном расстоянии от плоскости входа воздухозаборника, при котором скачки уплотнения, вызванные поверхностью торможения, еще 'не будут выходить за пределы обечайки во внешний поток. При этом теоретически удастся избежать приращения лобового сопротивления, а влияние попадания скачков во вход воздухозаборника будет наименьшим.
В рассматриваемом случае комбинации несущего элемента с полукруглым воздухозаборником предложенному способу соответствует такое центральное тело, при котором скачки уплотнения, вызванные каждой ступенью торможения, фокусируются на передней кромке обечайки в точке соединения обечайки с нижней поверхностью несущего элемента. При таком выборе геометрических параметров центрального тела, имеющего несколько ступеней торможения (две или более), потери в коэффициенте восстановления полного давления воздухозаборника, связанные с попаданием скачка уплотнения от центрального тела под кромку обечайки, будут небольшими, поскольку в результате взаимодействия скачков уплотнения, вызванных различными ступенями торможения, форма суммарного скачка уплотнения в плоскости входа воздухозаборника будет очень близка к форме обечайки. Для иллюстрации этого на рис. 5 представлены формы скачков уплотнения, вызванных одноступенчатым центральным телом с полууг-лом раствора 01 = 15° при X] = 2,5 (штрих-пунктирная линия) и выбранным по описанному выше способу двухступенчатым центральным телом с углами наклона образующих первой ступени 01 = 15° и второй — 02 = 25° (штриховая линия); относительное расстояние от плоскости входа воздухозаборника до вершины двухступенчатого центрального тела (в долях радиуса входа воздухозаборника Яо) равно X] = 2,5 , а до точки излома образующей — %2 = 0,7 .
Из рисунка видно, что форма скачка уплотнения от двухступенчатого центрального тела в плоскости входа воздухозаборника существенно ближе к форме передней кромки обечайки, чем при обтекании одноступенчатого.
Естественно, реальное обтекание рассматриваемой компоновки будет подвергаться воздействию вязкости, которое при оптимизации воздухозаборника также следует учитывать. Тем не менее изученные здесь эффекты взаимодействия, особенно в областях потока, удаленных от нижней поверхности несущего элемента на расстояния, большие характерной толщины пограничного слоя, будут проявляться в полной мере, и их учет, несомненно, будет полезен.
Работа выполнена при финансовой поддержке Российского фонда фундаментальных исследований (проект 96-01-00639).
Рис. 5. Формы скачков уплотнения, вызванных одноступенчатым
(0] = 15°, X] = 2,5 ) и двухступенчатым оптимизированным (01 = 15°,
02 = 25°) центральными телами в плоскости входа воздухозаборника
при Моо = 5; а = 6° :
---■-------скачок уплотнения, вызванный одноступенчатым центральным телом; ---- скачок уплотнения, вызванный двухступенчатым центральным телом
Г. Г у б а н о в А. А., П р и т у л о М. Ф., Р у ч ь е в В. М. О минимуме сопротивления летательного аппарата с учетом протока воздуха через двигатель // Техника воздушного флота. — 1993, № 2—3.
. 2. К о v а 1 е n к о V. V., К h 1 е v п о у V. V. Complex of computer codes
for calculating the supersonic flow over vehicles // Proceedings of the Second Sino-Russian Symposium on Aerodynamics. Beijing: CAE. — 1992.
3.Губанов А. А., Коваленко В. В., M и н а й л о с А. Н., П р и -т у л о М. Ф. Расчет внешних аэродинамических характеристик комбинаций
- крыла с воздухозаборником // Техника воздушного флота. — 1994, № 1—2.
4. Б л и щ В. Г. О внешних и внутренних аэродинамических силах и моментах летательных аппаратов с ВРД и их моделей при ненулевых углах атаки и скольжения // Труды ЦАГИ. — 1987. Вып. 2328.
Рукопись поступила 22/11998 г.
