CC BY
71
__________УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ ЦАГИ
Том XXX 1999
1-2
УДК 629.735.33.015.3:533.695.12
ОПТИМИЗАЦИЯ КОНФИГУРАЦИИ «КРЫЛО — ФЮЗЕЛЯЖ — ВЕРТИКАЛЬНОЕ ОПЕРЕНИЕ» В СВЕРХЗВУКОВОМ ПОТОКЕ
В. В. Коваленко, Т. М. Притуло
Проведено численное исследование обтекания конфигурации «крыло — фюзеляж — вертикальное оперение» в сверхзвуковом потоке газа. Фюзеляж полностью расположен под крылом летательного аппарата (ЛА). Рассмотрены простые деформации консолей крыла, позволяющие существенно (на 2— 7%) повысить аэродинамическое качество всей конфигурации. Задача решалась путем численного интегрирования уравнений Эйлера с инженерной оценкой вклада сил трения. Учитывался эффект благоприятной интерференции типа биплана Буземана, вызванный попаданием скосов потока от фюзеляжа на вертикальные кили.
В работе исследуется обтекание конфигурации, представляющей собой треугольное в плане крыло с фюзеляжем, полностью расположенным под ним (рис. 1). Фюзеляж имеет форму полуконуса, переходящего в цилиндр с некруговым поперечным сечением (рис. 1, б). Угол У-образности
крыла по нижней поверхности у = 15°. Исследования проводились при числе Маха набегающего потока Мм = 4, когда скачок присоединен к передней кромке крыла. Форма фюзеляжа и его нижнее расположение были выбраны ранее путем многочисленных вариаций [1] и являются оптимальными для данного режима с точки зрения величины аэродинамического качества. Рассчитанный оптимальный фюзеляж задавался точками в трех сечениях при х = 115, 270 и 400 мм. До сечения х = 115 мм поверхность является конической. Ось конуса совпадает с линией пересечения нижних поверхностей крыла. Далее от сечения х = 115 мм до сечения х = 270 мм поверхность образована путем линейного перехода от одного сечения к другому в плоскости, проходящей через ось конуса. От сечения х = 270 мм до х = 400 мм (концевое сечение) точки сечений соединяются прямыми в плоскостях, параллельных плоскости симметрии с наклоном под углом 3° к упомянутой выше оси конуса. Координаты сечений можно найти в рабо-
те [2]. Относительный мидель фюзеляжа исследуемой модели 5’т{с) = 4,8%. В данной работе рассмотрен ряд несложных деформаций поверхности крыла, способствующих улучшению аэродинамических характеристик ЛА на крейсерском режиме полета.
Расчеты аэродинамических характеристик оптимизируемых форм проводились путем численного решения уравнений Эйлера с инженерной поправкой, учитывающей силы трения.
Для интегрирования системы уравнений Эйлера применена конечно-разностная, двухшаговая, второго порядка точности, условно устойчивая маршевая схема МакКормака [3]. Схема имеет второй порядок точности по всем координатам на гладких решениях. Она условно устойчива с числом Куранта, равным единице. Для построения разностной сетки использованы конформные преобразования Кармана — Треффтца [4]. Следует заметить, что схема [3] обладает плохими характеристиками работоспособности (что, впрочем, является следствием ее достоинств —- простоты, координатной универсальности и повышенной точности). Поэтому при создании вычислительной программы [5] применены специальные корректирующие алгоритмы монотонизации решения в областях с большими градиентами газодинамических параметров. Учтены особые случаи расчета — острые кромки крыльев, скачкообразное изменение наклона поверхности тела на изломах и так далее. Специальный расчет выполняется на поверхностях тела и выделенного головного скачка.
В конечном итоге такая комбинированная вычислительная методика обеспечивает устойчивую работоспособность и универсальность в весьма широком круге прикладных задач.
Расчет невязкого обтекания тела сопровождается инженерной оценкой вклада сил трения в сопротивление. Оценка дается на основе формул для коэффициента трения для плоского пограничного слоя на пластине с пересчетом на локальное значение числа Рейнольдса (длина линии тока отсчитывается от носка тела для точек на корпусе или от передней кромки для точек на крыле) и величину местного скоростного напора.
Поиск оптимальных форм проводился по трем направлениям. Первое направление — простейшие деформации поверхности крыла по аналогии с теми, которые изучались на изолированном крыле [6]. Часть консоли крыла поворачивалась вокруг оси, параллельной линии пересечения консолей
Рис. 1. Общий вид исходной базовой конфигурации: а — в плане, б — сзади
крыла, на небольшой угол. Второе и третье направления исследований продиктованы особенностью поля скоростей под крылом. В области, прилегающей к передней кромке крыла, наблюдается существенное отклонение вектора скорости от оси симметрии. Вектор скорости составляет с линией пересечения нижних поверхностей крыла угол, близкий к 10°. Кроме того, в этой области наблюдается существенное сжатие потока, вызванное носовой частью фюзеляжа. Поэтому возникает предположение, что путем отклонения части консоли на угол 90° (до параллельного вертикальной плоскости симметрии) и вследствие разворота потока на нижней поверхности крыла удастся получить дополнительную подъемную силу в области центроплана, так что сопротивление модифицированной комбинации будет меньше, чем сопротивление ИСХОДНОЙ при ТОМ же коэффициенте Су (при вычислении коэффициента су в расчете в качестве площади крыла принималась площадь исходного). Дополнительно появляются поверхности, которые могут быть использованы в качестве стабилизирующих или управляющих поверхностей. Наконец, качество деформированной конфигурации может быть увеличено благодаря сжатию потока на внутренней поверхности киля. Попадание скосов потока, вызванных фюзеляжем, на вертикальное оперение создает на нижней поверхности крыла интерференционные эффекты типа биплана Буземана. Необходимо было исследовать влияние разворота киля относительно вертикальной оси так, чтобы внутренняя поверхность киля создавала бы тягу.
Результаты численных исследований. На первом этапе предлагается отклонить часть консоли за сечением х = 270 мм по линии, параллельной оси симметрии ДА, на некоторый небольшой угол 8 вверх (рис. 2, а). Было проведено параметрическое исследование, где оптимальным оказался угол 8=1°. Видимо, отклонение консоли на большие углы приводит к нарушению волнолетной схемы обтекания и вызывает перетекание потока с нижней поверхности на верхнюю и тем самым
_ „ „ , потери подъемной силы Су. Расчеты
Рис. 2. Предложенные деформации: г у
а — отклонение части консоли вверх; 8 = 1°; ПрОВОДИЛИСЬ ПО углу атаКИ ОС В ДИа-
б - установка гребней различной площади, пазоне 0 + . ^ Дэродинамичес-
в — отклонение гребней от вертикальной г
плоскости симметрии; р = 1° кое качество конфигурации иссле-
довалось как для случая идеального газа, так и с учетом вязкости путем ввода в рассмотрение коэффициента трения К /.
Оказалось, что наиболее существенные изменения величины аэродинамического качества достигаются в окрестности Ктах, что примерно соответствует значению а = 1° для случая идеального газа и а ~ 3° при учете трения. На графике (рис. 3) представлена зависимость величины аэродинамического качества К от коэффициента подъемной силы су в скоростной системе координат. Сначала проанализируем две верхние кривые, соответствующие режиму идеального газа. Видно, что приращение качества в окрестности Ктах составляет примерно 7,2% по отношению к этой величине для исходной конфигурации. Интересно отметить, что с учетом коэффициента трения, т.е. в более близкой к реальной постановке (две нижние кривые), величина ДА^тах даже увеличивается и составляет 7,9%. При этом наблюдается смещение максимума в сторону увеличения угла атаки: а = 4° для основной конфигурации и а = 3° в случае отклонения вверх части консолей. На этом рисунке сплошной линией представлена зависимость
К‘АСУа) для исходной конфигурации, а штриховой — для деформированной с отклоненными консолями.
На следующем этапе исследований была предложена установка вертикальных килей или гребней. При этом внешние части консолей в диапазоне 270 мм < х < 400 мм отклонялись вертикально вниз (рис. 2, б). Линия излома расположена параллельно оси симметрии ЛА. Эта деформация поверхности вызвала существенный рост величины £|а=о (значение аэродинамического качества в идеальной постановке ^|а=о = 10,52 для исходной базовой компоновки и ^|а=о= 12,19 для компоновки с гребнями). Правда,
в дальнейшем с ростом а это соотношение слегка меняется не в пользу предложенных изменений. Тогда возникла идея несколько уменьшить площадь килей. Для этого было введено в расчетную схему новое сечение х = 308,0755 мм. Выбор этого сечения вызван тем, что если отклонить внешние части консолей вниз за этим сечением параллельно оси симметрии ЛА, то площадь отклоненной части будет составлять ровно половину площади первоначальных гребней. На рис. 4 представлены зависимости
_______I_____I______I____ I
0 0,1 СУг
Рис. 3. График функции
К = /{суа ) в скоростной
системе координат для исходной конфигурации (сплошные линии) и для случая отклоненных вверх консолей (штриховые линии)
к
15
10
5
О
Су
О
Рис. 4. Сравнение величин аэродинамического качества К конфигураций с вертикальными килями различной
Рис. 5. Влияние эффекта тяги, вызванной разворотом килей относительно вертикальной оси
площади
К-АСУа) для обеих конфигураций (сплошными линиями показаны результаты для первоначальных гребней, а штриховыми — для гребней с 1/2 первоначальной площади). Сначала рассмотрим две верхние кривые, что соответствует случаю обтекания без учета трения. Видно, что при а = 1° уменьшение площади гребней приводит к значительному росту ^тах (примерно на 6,1%). Интересно, что небольшие кили дают приращение Д^тах по сравнению с исходной базовой конфигурацией (на величину 2,8%), что не наблюдается в случае гребней большей площади. Теперь рассмотрим две нижние кривые, демонстрирующие учет трения. В отличие от предыдущего рисунка здесь приращение АЛТтах падает по сравнению со случаем идеального газа, но все равно остается достаточно высоким (МГтах = 4,06%) и также наблюдается смещение максимума кривой вправо по оси, что соответствует примерно а = 3° для обеих конфигураций.
В дальнейшем было предложено улучшить характеристики компоновки с гребнями путем поворота их на некоторый угол Р° относительно оси у (рис. 2, в). При этом появляется эффект тяги на килях. Были проведены параметрические исследования по углу Р°, и оптимальным с точки зрения аэродинамического качества оказалось значение (3 = 1°. На рис. 5 представлены сравнительные характеристики К - /{сУа) для вертикально
расположенных гребней (сплошные линии) и повернутых на р = 1° (штриховые линии). При а = 1° в идеальной постановке (две верхние кривые) эффект тяги дает приращение качества на 2%. Две нижние кривые,
ченные в случае учета трения, демонстрируют не столь высокое значение приращения аэродинамического качества (А^тах ~ 1,45%), но в этом случае почти при всех значениях коэффициента су наблюдается некоторый рост этой величины. Здесь приведен пример для максимальной площади отклонения консолей в диапазоне 270 мм < х < 400 мм.
Численные исследования выявили, таким образом, две конфигурации, которые обладают качеством более высоким, чем исходная. Первая — с отгибом (небольшим) вверх части консоли крыла, вторая — с отогнутой на 90° и затем развернутой относительно вертикальной оси частью консоли. В последней конфигурации увеличивается путевая устойчивость и без дополнительного сопротивления появляются органы управления летательным аппаратом.
Работа выполнена при финансовой поддержке Российского фонда фундаментальных исследований (проект № 96-01-00629).
ЛИТЕРАТУРА
1.Pritulo Т. М., Gubanov A. A., Voevodenko N. V. Favorable interference of optimized «wing — body» combination with inlets at supersonic speed//AIAA 95-3946, 1-st AIAA Aircraft Engineering, Technology and Operation Congress, Sept. 19 — 21. — 1995.
2. П p и т у л о Т. М., X л e в н о й В. В., Я к о в л е в а В. А. Оптимизация конфигурации «крыло — фюзеляж» с использованием полезной интерференции при сверхзвуковых скоростях//Ученые записки ЦАГИ.— 1995.
Т. XXVI, № 3—4.
3. MacCormack R. W. The effect of viscosity in hypervelocity impact cratering//AIAA Paper 69-354.— 1969.
4. Moretti G. Conformal mapping for computations of steady, threedimensional, supersonic flows. Numerical/Laboratory Computer Methods in Fluid Mechanics// ASME.—1976.
5. Коваленко В. В., Минайлос А. Н. Расчет невязкого сверхзвукового течения около комбинации «крыло — фюзеляж»//Труды ЦАГИ.— 1984,— Вып. 2251.
6. Притуло Т. М., Таковицкий С. А. Оптимизация поверхности треугольного крыла путем ее простейших деформаций//Ученые записки ЦАГИ,—1996. Т. XXVII, № 3—4.
Рукопись поступила 13/11998 г.
