CC BY
39
Там XXт
УЧЕНЫМ ЗАПИСКИ ЦАГИ
1992
М 1
УДК 533.6.011.3/.5 : 532.582.33
ОСОБЕННОСТИ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК НАДКАЛИБЕРНЫХ ГОЛОВНЫХ ЧАСТЕЙ ТЕЛ ВРАЩЕНИЯ
К. П. Петров
Рассматриваются результаты экспериментальных исследований при дозвуковых и сверхзвуковых скоростях распределения давления, и аэродинамических характеристик надкалиберных головных частей тел вращения. Установлены некоторые зависимости влияния геометрических параметров на аэродинамические характеристики надкалиберных головных частей.
В ряде технических задач головные участки тел вращения выполняются большего диаметра, чем последующие за ними участки. В частности, к этой мере прибегают на ракетахгносителях космических аппаратов. Обычно это связано с необходимостью размещения полезной нагрузки; которая по своим размерам не вписывается в диаметр ракеты. Таким образом скомпонована головная часть ракет «Ариана» и «Титан».
Образование надкалиберной части существенно изменяет кэк обтекание, так и местные аэродинамические нагрузки на саму надкалиберную часть и на расположенные за ней участки. В ЦАГИ в течение ряда лет проводились параметрические исследования аэродинамических характеристик тел вращения с надкалиберными головными частями (И. Г. Каримуллин, Т. В. Ми-келадзе, К. П. Петров). Ниже кратко излагаются основные результаты этих исследований. Опыты проводились в трансзвуковой трубе с перфорированными стенками в диапазоне чисел от 0,8 до 4,0 и чисел Йе</ от 0,87-10 (при значении М,,, = 0,8) до
1,96-106 (при М,,, = 3,0). Площадь миделя модели с надкалиберной головной частью составляла примерно 1% площади сечения рабочей части трубы.
Основное влияние на характер обтекания и аэродинамические нагрузки оказывает форма контура надкалиберной части в местах соединения конических и цилиндрических поверхностей. Это, в частности, иллюстрируется зависимостями ср — [(х) на рис. 1, полученными при а = 0. В исходном случае, когда отсутствует надкалиберная головная часть (тело вращения образовано конической головной частью, соединенной с цилиндрической частью диаметром й), в области излома контура при дозвуковых, скоростях происходит увеличение местной скорости и образование пика разрежения (см. зависимость ср = /(*), обозначенную сплошной линией на рис. 1,а). Пик разрежения достигает максимальной величины при больших дозвуковых скоростях. При достаточно больших значениях полуугла переднего конуса 6| сразу за изломом может образоваться замкнутая кольцевая зона отрыва потока. Резкое падение коэффициента давления и переход к положительным значениям при М,,,«0,9 косвенно свидетельствует о наличии .замкнутой кольцевой зоны отрыва. При достижении местной сверхзвуковой скорости в этой области отрыв «схлопывается» и происходит безотрывное обтекание излома контура.
Надкалиберная головная часть с диаметром О соединяется с основной цилиндрической частью с меньшим диаметром (I посредством обратного конуса (полуугол 02) или посредством ступенчатого перехода (02 = 90°). В месте соединения возникает отрыв потока (этого не бывает при очень малых углах обратного конуса, что, как правило, не применяется на практике). О длине зоны отрыва можно судить по длине участка зависимости Ср — Цх) с малым изменением значения коэффициента давления ср. При дозвуковых скоростях* (см. штрихпунктирные линии на рис. 1,а) протяженность зоны отдава от точки излома контура приблизительно равна диаметру цилиндрической части тела. При сверхзвуковых скоростях происходит сокращение длины зоны отрыва.
Наличие цилиндрической проставки с длиной / в надкалиберной головной части (см. рис. 1,6) приводит при дозвуковых скоростях к образованию пика разрежения в месте соединения цилиндрической проставки с обратным конусом. При сверхзвуковых скоростях (М^ =
V 1,77) наличие цилиндрической проставки практически не влияет на давление на обратном конусе исследованной формы, которое сохраняется примерно постоянным и резко падает ® косом скачке при переходе к цилиндрической части тела.
Более детально влияние' геометрических параметров цилиндрической проставки в надкалйбер-ной головной части на распределение давления по ее контуру иллюстрируется на рис. 2. Рассмотрим сначала случай надкалиберной головной части без проставки.
Дозвуковой поток, обтекающий носовой конус, не может повернуть на большой угол и отрывается с угловой кромки конуса (см. зависимости ср = !(х) при = 0,804 и 0,914). Как уже показано выше, давление в области срыва почти постоянно. При переходе к сверхзвуковым скоростям поток получает возможность повернуть (в веере разрежений) на больший угол, в результате чего протяженность зоны отрывного течения за угловой кромкой уменьшается. При этом давление в этой зоне по мере увеличения числа падает, а ее длина
сокращается.
Наличие цилиндрической проставки и в особенности ее ступенчатый переход к меньшему диаметру вносит существенное изменение в характер течения и в распределение давления. Наиболее резко это проявляется в случае, когда отсутствует переходный сужающийся конус. Простейшая схема отрывного течения тогда будет иметь вид двух кольцевых возвратных течений. Условно назовем их внешним и внутренним. Внешнее течение, вызванное потоком, обтекающим зону отрыва, возбуждает внутреннее, расположенное в угловой части ступенчатого перехода и имеющее противоположное Направление. Естественно, что на стенке ступеньки в месте разветвления этих двух возвратных течений будет располагаться критическая точка торможения потока (ср = 1). Иными словами, разрежение, характерное для течения в зоне отрыва, будет уменьшаться (за счет торможения) при приближении к стенке уступа. Это обстоятельство иллюстрируется графиками распределения давления на рис. 2. К сожалению, на модели отсутствовали дренажные точки непосредственно перед уступом, что затрудняет оправданное проведение зависимостей ср = Цх) в этой области.
Сужающийся конус за цилиндрической проставкой заполняет часть пространства зоны срывного течения. При определенных углах сужения это может приводить к существованию только одного возвратного течения. Распределение давления приобретает более плавный характер, свидетельствующий о меньшем торможении в возвратном течении.
Таким образом, можно различать три характерных вида течения в области срыва за цилиндрической проставкой. В первом случае при резком переходе от большего к меньшему диаметру возникают два возвратных кольцевых течения противоположного направления. Во втором — при наличии сужающегося конуса может быть только с^но возвратное кольцевое движение (см. схемы на рис. 2). И, наконец, при малом угле обратного сужающегося конуса может происходить безотрывное обтекание зоны соединения надкалиберной части с основной частью тела вращения.
На рис. 3 представлены результаты исследования аэродинамических характеристик тел вращения с надкалиберной головной частью. Они получены путем измерения сил, действующих на всю модель и отдельно на надкалиберную часть в присутствии основной цилиндрической части модели. На рисунке сплошными линиями изображены схемы взвешиваемой надкалиберной части и соответствующие ей аэродинамические характеристики и штриховыми линиями — схемы полных моделей и их аэродинамические характеристики. Измеряемые аэродинамические силы относились к скоростному напору и площади поперечного сечения основной цилиндрической части модели. Момент тангажа вычислялся относительно носка модели и относился к скоростному напору, той же площади и длине надкалиберной части (когда она взвешивалась изолированно) и к полной длине модели (когда взвешивалась вся модель).
Обращает на себя внимание существенная нелинейность зависимостей при дозвуковых скоростях. В максимальной степени она характерна для отдельной, изолированно взвешиваемой надкалиберной головной части с цилиндрической проставкой.
Выше, при рассмотрении распределения давления, отмечалось, что при дозвуковых скоростях с угловой кромки излома контура в области соединения конической поверхности с цилиндрической может произойти отрыв потока. При нулевом угле атаки этот отрыв (в зависимости от угла носового конуса) может иметь как открытый, так и замкнутый характер. На конической головной части, в особенности при большой ее коничности, пограничный слой ламинарный. Оторвавшись, он турбулизируется и получает возможность благодаря большой кинетической энергии присоединиться к поверхности цилиндра. Таким образом, за изломом контура образуется замкнутая кольцевая зона течения отрыва. Об этом свидетельствует участок распределения давления на цилиндрической проставке с практически постоянным значением ср при Мж = 0,8 (см. рис. 2). „ .
При возникновении угла атаки осесймметричность замкнутой кольцевой зоны отрыва нарушается. На наветренной (нижней) стороне цилиндрической Проставки она сокращается (или совсем устраняется), а на подветренной (верхней) стороне развивается, ст^.'мясь к разомкнутой форме. Это приводит к тому, что на подветренной стороне разрежение падает, а на наветренной стороне в узкой зоне возрастает, способствуя возникновеник) отрицательной нормальной силы. В итоге рост положительных углов атаки сопровождается ростом отрицательной подъемной силы. Это продолжается до углов аГаки, при которых на большей части наветренной стороны цилиндрической проставки начинает преобладать давление при одновременном сокращении участка с пиком разрежения вблизи излома контура.
Дальнейшее увеличение угла атаки приводит к последовательному уменьшению отрицательной нормальной силы, а при определенных значениях углов атаки уже к образованию положительной нормальной силы. *
Z 3Hd
ід
oo
Увеличение скорости набегающего потока (от = 0,8 до = 0,9, см. рис. 2) сопровождается ростом разрежения в области излома контура в месте соединения переднего конуса с цилиндрической проставкой. При этом происходит еше более резкое формирование отрицательной нормальной еилы при положительном угле атаки (см. рис. 3 при. М,,, = 0,918).
Увеличение скорости сверх критического значения приводит к образованию на цилиндрической проставке местной сверхзвуковой зоны, в которой поток уже может повернуть при обтекании излома без образования отрыва. Иными словами, при определеннных значениях числа набегающего потока (при нулевом и малых углах атаки) происходит «охлопы-
вание» зоны отрыва и образование безотрывного обтекания зоны излома. И только при достаточно больших углах атаки (в нашем примере это соответствует а« 7 8°) может
образоваться отрыв потока на подветренной стороне из-под скачка, замыкающего местную сверхзвуковую зону. Это сразу же приводит к сокращению нормальной силы, которая постепенно будет восстанавливаться уже на значительно больших углах атаки за счет нарастания (при увеличении а) давления на наветренной стороне цилиндрической проставки (см. рис. 3 при М„ = 0,96).
Отмеченные особенности в протекании зависимостей коэффициента нормальной силы су = 1(а), естественно, отражаются на характеристиках тг = /(а).
При Мао>1,0, когда весь кйнтур обтекается сверхзвуковых потоком, устанавливается безотрывное обтекание с линейной зависимостью аэродинамических характеристик от угла атаки.
На полной модели тела вращения с надкалиберной головной частью нелинейность рассматриваемых характеристик, вы?ванных особенностями обтекания, проявляется существенно меньше (см. соответствующие»зависимости, проведенные штриховыми линиями на рис. 3). Аэродинамические силы, действующие на основную цилиндрическую часть исследуемой модели и головной конус, оказываются значительно больше тех, которые приложены к цилиндрической проставке. Действие последних проявляется только в слабой нелинейности зависимостей су = /(а) и т, — /'(а) полной модели тела вращения с надкалиберной головной частью.
Рукопись поступила 30/УН 1990 г.
