CC BY
20
ОЦЕНКА ВЛИЯНИЯ ОБТЕКАНИЯ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА НА РЕЖИМ РАБОТЫ ПВРД Губайдуллина Р.Р.
Губайдуллина Римма Ринатовна - магистр, кафедра авиацонной теплотехники и теплоэнергетики, Уфимский государственный авиационный технический университет, г. Уфа
Аннотация: в статье оценивается изменение параметров по газовоздушному тракту прямоточного воздушно-реактивного двигателя путем моделирования его обтекания в программном комплексе Ansys CFX. Рассмотрены параметры скачковой системы повышения давления при углах атаки 0°, 20° выполнен анализ влияния параметров на основные характеристики прямоточного воздушно -реактивного двигателя.
Ключевые слова: анализ, оценка, сверхзвук, число Маха, ракета, летательный аппарат, моделирование, обтекание, расчет, Ansys, CFX, ПВРД, ГТД.
Одной из характерных задач оценки высокоскоростной аэродинамики ПВРД является наружное обтекание скоростным потоком двигателя в составе ЛА. При этом интерес представляет работоспособность двигателя при изменении угла атаки.
В данной работе приведены расчеты обтекания тела потоком воздуха со скоростями от 1800 м/с на высоте 35 км, с углами атаки 0°, 20°.
Численное трехмерное моделирование проводилось путем последовательных расчетов с постепенным увеличением скорости. При этом результаты расчета использовались как начальные условия для текущего расчета [1].
Вокруг объекта была сформирована расчетная область размерами 1 м на 1,6 м. Для расчета использовалась квазидвумерная область, с толщиной 1 мм.
Рассмотрим картину обтекания модели с помощью программного комплекса ANSYS CFX.
Для этого была смоделирована трехмерная модель в CAD системе, после чего модель была перенесена в ANSYS CFX.
Результаты расчета обтекания модели ЛА приведены на рисунках 1-2.
Mach Number
Ptm 1
Р| 5 lWc*00 3 8»9о»00 2 бООо-ОО
I 1 300в*00
I
ш I ОООс -15
Рис. 1. Распределение чисел Маха в расчетной области
Рис. 2. Распределение давления в расчетной области
В период маневрирования условия обтекания ЛА и воздухозаборника ПВРД существенно изменяются. Отклонение интенсивности головной ударной волны от расчетного значения изменяет условия работы воздухозаборника ПВРД.
В сверхзвуковом ПВРД несоответствие параметров потока на входе в диффузор расчетным величинам приводит к изменению тяги двигателя. Относительно небольшие изменения угла атаки ЛА могут привести к возникновению прямых скачков уплотнения перед воздухозаборником и, следовательно, к провалам в тяговых характеристиках двигателя. Изменение режима работы двигателя приводит к изменению параметров двигательной струи.
При нулевом угле атаки образуется ударная головная волна, возбудителем которой является центральный обтекатель. Также волны скачков уплотнения отходят от крыльев модели ЛА. Внутри воздухозаборника организована трехскачковая система повышения давления.
Рассмотрим картину обтекания ЛА при различных углах атаки: 10°, 20°. Ниже представлены распределения чисел Маха, скоростей потока, температур и давления при обтекании (рисунки 3-4).
Mach Number pur» 1
■ц 6104е»00
Рис. 3. Распределение чисел Маха в расчётной области (угол атаки 20°)
Рис. 4. Распределение давлений в расчётной области (угол атаки 20°)
При угле атаки 20° образуется ударная головная волна, возбудителем которой является центральный обтекатель. Также волны скачков уплотнения отходят от крыльев модели ЛА. В нижней части воздухозаборника образуется один крупный скачек уплотнения. В верхней части воздухозаборника скачковая система нарушается, не наблюдаются скачки уплотнения [2].
По полученным картинам обтекания можно сказать, что при изменении угла атаки нарушается скачковая система ВУ тем самым снижая степень повышения давления в верхней части воздухозаборника ЛА и повышая потери в нижней.
Список литературы
1. Баранцев Р.Г. Гиперзвуковая аэродинамика идеального газа. Учебное пособие. Редакционно-издательский отдел ЛГУ., Ленинград 1983. 116 с.
2. Нечаев Ю.Н. Силовые установки гиперзвуковых и воздушно-космических летательных аппаратов. М: Академия космонавтики им. К.Э.Циолковского, 1996г., 213 с.
