CC BY
258
Том ХЫУ
УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ ЦАГИ
2013
№ 1
УДК 629.782.015.3
РАСЧЕТНО-ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНОЕ ИССЛЕДОВАНИЕ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК МОДЕЛИ ГИПЕРЗВУКОВОГО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА ИНТЕГРАЛЬНОЙ КОМПОНОВКИ
С. М. ЗАДОНСКИЙ, А. П. КОСЫХ, Г. Г. НЕРСЕСОВ, И. Ф. ЧЕЛЫШЕВА, С. В. ЧЕРНОВ, В. Л. ЮМАШЕВ
Проведено численное моделирование невязкого обтекания трех вариантов идеализированной компоновки гиперзвукового летательного аппарата (ГЛА) с протоком газа через профилированный канал воздушно-реактивного двигателя (ВРД) при числе Мш = 6 и углах
атаки а = 0 + 10°. Рассмотрено влияние передних щек воздухозаборника (ВЗ) на аэродинамические характеристики аппарата с затупленным клиновидным фюзеляжем. Оценен вклад в них
ЗАДОНСКИИ Сергей Михайлович
кандидат технических наук, начальник сектора ЦАГИ
КОСЫХ Александр Петрович
кандидат физико-математических наук, ведущий научный сотрудник ЦАГИ
ЧЕЛЫШЕВА Ираида Федоровна
ведущий инженер ЦАГИ
ЧЕРНОВ Сергей Валерьевич
кандидат технических наук, начальник сектора ЦАГИ
НЕРСЕСОВ Гарри Грантович
кандидат физико-математических наук, ведущий научный сотрудник ЦАГИ
ЮМАШЕВ Владимир Львович
кандидат физико-математических наук, ведущий научный сотрудник ЦАГИ
отдельных элементов ГЛА. Расчетные данные дополнены результатами физических экспериментов, проведенных в аэродинамической трубе АДТ Т-121 ЦАГИ.
Ключевые слова: гиперзвуковой летательный аппарат, численное моделирование, физический эксперимент, аэродинамические характеристики.
1. При формировании облика гиперзвукового летательного аппарата горизонтального взлета и посадки, который мог бы совершать крейсерский полет с большими сверхзвуковыми скоростями с использованием ВРД, одной из основных проблем является задача оптимальной интеграции планера с силовой установкой. Ясно, что для одноступенчатого ГЛА с ВРД характерным признаком является глубокая взаимосвязь элементов силовой установки с фюзеляжем и крылом. Передняя часть нижней поверхности фюзеляжа должна сжимать воздух, поступающий в воздухозаборник, а кормовая часть служить стенкой сопла. По-видимому, наилучшей будет такая компоновка, когда преобладающая масса сжатого фюзеляжем воздуха попадает на вход воздухозаборника, а в кормовой части аппарата реализуется полное расширение струи газа.
Важным условием при выборе формы ГЛА интегральной схемы, предназначенного для выполнения крейсерского гиперзвукового полета, является реализация высоких значений балансировочного гиперзвукового аэродинамического качества или минимального сопротивления. Решение этой задачи невозможно без привлечения результатов численных исследований. Однако численное моделирование требует проведения физического эксперимента в аэродинамических трубах, хотя бы в ряде «реперных» точек для верификации используемых вычислительных алгоритмов. Таким образом, исследование особенностей обтекания и создание базы данных по аэродинамике летательных аппаратов должно предусматривать включение в него как расчетных, так и экспериментальных работ, взаимно дополняющих друг друга. Ясно, что, несмотря на большие возможности вычислительной аэродинамики, она не может заменить классическую методику выбора окончательной формы ГЛА из-за уникальной сложности исследуемых проблем.
В ЦАГИ с начала 1990-х годов проводились фундаментальные экспериментальные и расчетные исследования [1 — 7] различных моделей компоновок трансатмосферного самолета. При моделировании условий полета ГЛА с ВРД наряду с трубным экспериментом выполнялись численные исследования на основе программной системы АРГОЛА [5 — 7], позволявшей изучать аэродинамику ЛА в целом и отдельных его элементов. Расчетным путем в рамках уравнений Эйлера удалось достаточно подробно изучить трехмерные поля течений на входе в воздухозаборник силовой установки, а также течение в канале неработающей двигательной установки в предположении идеализированного безотрывного обтекания.
Все эти экспериментальные и расчетные исследования проводились для моделей ГЛА с традиционным затупленным по сфере фюзеляжем. Результаты исследований свидетельствовали о существенной неравномерности потока на входе в тракт двигателя из-за наличия высокоэнтропийного слоя газа и растекания потока от плоскости симметрии фюзеляжа. Тем самым ухудшались газодинамические характеристики воздухозаборника. Для выравнивания потока на входе в ВЗ и получения близких к оптимальным аэродинамических характеристик авторами [8] была предложена и исследована экспериментальным путем новая модель ГЛА с клиновидным фюзеляжем с острой (г = 0) и со слабозатупленной (г = 0.2 см) цилиндрической передней кромкой (рис. 1).
2. Общий вид модели схематизированного ГЛА с гондолой ВРД дан на рис. 1. Компоновка аппарата состоит из фюзеляжа прямоугольного поперечного сечения (длина модели 20 см, ширина фюзеляжа модели 6 см), на нижней плоской поверхности которого находится система клиньев торможения потока перед входом в воздухозаборник. Угол заклинения нижней плоской поверхности фюзеляжа составлял 10°, далее вниз по потоку расположены два клина торможения с углами 17.5° и 25° по отношению к строительной горизонтали. Верхняя и боковые поверхности фюзеляжа были плоскими и располагались по направлению набегающего потока на расчетном режиме (Mк, = 6, а = 0). Расчетным считался режим обтекания, когда головная ударная волна
от переднего отсека попадает на острую без поднутрения обечайку ВЗ с углом заклинения 10°. Трапециевидное крыло с острыми передними кромками (х = 60°), создающее прежде всего подъемную силу, занимает положение «низкоплан» в кормовой части фюзеляжа с установочным углом, равным 10°.
Рис. 1. Схематизированная модель ГЛА с ВРД
В эксперименте использовался прямоугольный воздухозаборник шириной 6 см и высотой 0.8 см без передних щек, а также с острыми передними щеками двух конфигураций треугольной формы. При этом внутренние плоские поверхности щек не имеют заклинения, т. е. параллельны набегающему потоку. Внешние поверхности щек составляли угол ~7° в нормальном к кромке сечении. Профилированный канал тракта гондолы был постоянной ширины 6 см. В выходном сечении гондолы высота сопловой части составляла ~1.5 см. В расчетном исследовании рассмотрена та же модель ГЛА, но боковые стенки и щеки были бесконечно тонкими.
В рассмотренной компоновке обеспечивается высокая степень интеграции элементов планера и силовой установки. В случае острой передней кромки фюзеляжа вблизи плоской нижней поверхности формируется область сильно заторможенного и, вместе с тем, практически равномерного потока. Это позволяет существенно улучшить характеристики воздухозаборника по сравнению с традиционными фюзеляжами и в то же время сохранить высокое аэродинамическое качество, достигнутое при оптимизации формы фюзеляжа, крыла и т. д. Для слабо затупленной передней кромки фюзеляжа характеристики ВЗ при а > 5° изменяются незначительно по сравнению с острой кромкой и заметно ухудшаются лишь при а « 0 [9 — 11]. В [9 — 11] с помощью новой программной системы АРГОЛА-2 исследована структура невязкого течения около компоновки планера ГЛА с гондолой ВРД, предложенной в [8]. При этом скрупулезно изучено течение у переднего отсека острого и затупленного клиновидного фюзеляжа, где происходит формирование струи газа, поступающей в воздухозаборник. В работе [11] дан подробный анализ газодинамических особенностей невязкого течения около трех вариантов модели ГЛА с ВРД.
В расчетной части данной работы основное внимание сосредоточено на изучении аэродинамических характеристик ГЛА с носовым цилиндрическим затуплением фюзеляжа (г = 0.2 см) и острыми боковыми щеками. Исследование проведено средствами комплекса АРГОЛА-2, базирующегося на нестационарных уравнениях Эйлера. Рассмотрен также вопрос о вкладах отдельных элементов аппарата в эти характеристики. Данная компоновка является одним из возможных приближений к летательному аппарату интегральной схемы, когда важно взаимное влияние всех основных частей. Поэтому вклады различных элементов аппарата сравниваются в условиях их интерференции.
Рассмотрены три варианта модели с ВЗ, при этом базовым вариантом считалась модель без передних щек перед воздухозаборником. Взяты еще две компоновки модели со щеками треугольной формы. Щеки первого типа (длинные щеки) имели длину переднего отсека фюзеляжа. Конструктивно они располагались от передней кромки фюзеляжа до передней кромки обечайки ВЗ. Щеки второго типа (короткие щеки) располагались от первого клина сжатия.
Как известно, решения в рамках уравнений Эйлера дают разнообразную информацию о течении и действующих силах и моментах, которая, наряду с экспериментом, безусловно, необходима на этапе начальной проработки различных проектов ГЛА с ВРД. Численное моделирование позволяет также сопровождать трубный эксперимент и дополнять имеющиеся экспериментальные данные результатами расчетов, либо делать это с опережением.
Для анализа действующих результирующих аэродинамических сил, особенно для компоновок, не имеющих прототипов, численное моделирование по сравнению с физическим экспериментом в АДТ дает возможность оперативно оценить вклады отдельных элементов поверхности ГЛА в суммарные силы и моменты при вариации числа М0 и угла атаки а. Так, например, программная система АРГОЛА-2 позволяет разбивать компоновку аппарата на несколько крупных элементов (см. рис. 1).
Прежде чем изучить закономерности поведения аэродинамических характеристик, была проведена дополнительная верификация расчетной технологии АРГОЛА-2 методами и средствами физического эксперимента в АДТ Т-121 ЦАГИ (М0 = 6, Яе0 = 3.17-106). В рамках верификации на рис. 2, 3 сопоставляются расчетные и экспериментальные распределения давления по поверхности аппарата (см. также [11]). Сравнения свидетельствуют о вполне удовлетворительном согласовании зависимостей р = р (х[Ь) (Ь = 20 см — длина модели) до входа в ВЗ, чего
нельзя сказать о распределении давления внутри профилированного канала. Объясняются эти количественные и качественные расхождения, прежде всего, неучетом в расчетах вязких эффектов и сопутствующих им физических процессов (отрыва и присоединения потока и т. д.).
На рис. 4 — 7 представлены аэродинамические коэффициенты продольной сх = сх (а) и
нормальной силы су = су (а), вычисленные в связанной системе координат. Аэродинамические
силы были получены суммированием сил, приложенных к элементарным площадкам. При этом поверхность аппарата, омываемая струей, втекающей в ВЗ, не выделялась и отдельно не рассчитывалась. Силы были отнесены к скоростному напору набегающего потока д = р00К02/2 и к характерной площади = 149.7 см («5 — площадь плановой проекции модели ГЛА). При вычислении аэродинамических сил для всего аппарата донное давление определялось из обобщенной экспериментальной зависимости ср = ср (М0), используемой при обработке трубных данных
(см. [12]). При определении аэродинамических коэффициентов наряду с учетом донных сил введены поправки на сопротивление трения омываемой поверхности аппарата на основе приближенных формул расчета сопротивления трения для турбулентного пограничного слоя [13].
Кроме сопоставления расчетных распределений давления с экспериментальными данными были проведены сравнения суммарных аэродинамических характеристик (рис. 4). Эти сравнения показывают, что зависимости су = су (а) в целом удовлетворительно согласуются. Как и следовало ожидать, наибольшие расхождения результатов расчетов с экспериментом наблюдаются для зависимостей сх = сх (а), что объясняется, в том числе, неполным соответствием условий
численного моделирования трубному эксперименту.
На рис. 5 показано влияние щек двух вариантов на аэродинамику ГЛА по сравнению с моделью без щек. Здесь следует отметить, что из-за наличия щек максимальное увеличение сх имеет место при а = 0 и составляет порядка ~10%. В то же время рост су достигает ~20%. При а = 10° относительное влияние щек нивелируется, и максимальные отличия в сх и су не превосходят 6 — 8%.
В представленном расчетном исследовании, как и в проведенном физическом эксперименте, реальное течение в тракте ВРД не моделировалось. Для аппарата с работающим ВРД полученные расчетные аэродинамические характеристики необходимо корректировать. Поскольку смоделированное в расчетах течение в канале ВРД не соответствует течению в реальном полете ГЛА с работающим двигателем, имело смысл исключить силы, действующие на внутренние стенки канала, и оценить их вклад в интегральные силы. Аэродинамические характеристики модели ГЛА за вычетом нагрузок, создаваемых внутренним каналом, можно считать аэродинамическими характеристиками планера аппарата (рис. 6). На этом рисунке видно, что вклад внутренних сил наиболее существен в аэродинамическую нормальную силу и в результате вертикальная составляющая суммарной силы в канале направлена вниз. Составляющая продольной силы направлена вперед (в направлении силы тяги). На рис. 7 другим графическим способом с помощью гистограммы показано влияние щек и угла атаки на аэродинамические характеристики.
Рис. 2. Распределение давления по внешней поверхности сжатия и внутреннему тракту гондолы ВРД:
а — без щек; б — длинные щеки; в — короткие щеки (--расчет;
• • • — эксперимент, Т-121 ЦАГИ, Яе„ = 3.17-106 )
Рис. 3. Распределение давления по нижней поверхности внутреннего тракта гондолы ВРД (обозначения, как на рис. 2)
Мш= 6
б) - в)
0.14
• '
•
* л л
•
•
•
с
у у
10 12 ^г О 2 4 6 в 10 12 -2 0 2 4 6 в 10 12
а, ¡рад е сх, ¡рад е а, град
у
•
у
У
•
0 2 4 6 8 10 12 -2 0 2 4 6 5 10 12 -2 0 2 4 0 5 10 12
а, ¡рад сх, ¡рад а, град
Рис. 4. Сравнение расчетных и экспериментальных аэродинамических характеристик ГЛА:
а — без щек; б — длинные щеки; в — короткие щеки (.....— невязкое обтекание;--— с учетом сил трения;
• • • — эксперимент, Т-121 ЦАГИ, Яе„ = 3.17-106)
Рис. 5. Влияние передних щек на аэродинамические характеристики ГЛА,
расчет:
♦ ♦♦ — без щек; ооо — длинные щеки; ••• — короткие щеки
Рис. 6. Оценка вклада внутренних сил в профилированном канале в аэродинамические коэффициенты ГЛА: а — без щек; б — длинные щеки; в — короткие щеки (--расчет с учетом внутренних сил;.....— без учета внутренних сил)
Рис. 7. Влияние угла атаки на аэродинамические характеристики трех вариантов модели ГЛА:
а — без щек; б — длинные щеки; в — короткие щеки;
■ — а = 10°
- а = 0;
При возможном варьировании формы летательного аппарата особый интерес будет представлять оценка вкладов отдельных элементов ГЛА в интегральные силы. На рис. 8 — 11 дан подробный анализ вкладов в cx и cy различных частей поверхности аппарата (зоны ABC, E, F, G,
W, PQR) в условиях их взаимной интерференции. Большой в процентном отношении вклад в суммарное значение cx вносит носовая часть (ABC), не менее существенен вклад в cx поверхностей G и W (гондола двигателя, рис. 8, 10). На рис. 9, 11 дано наглядное представление о вкладах в нормальную силу ее основных составляющих поверхностей — фюзеляжа и крыла. Очевидно, что главный вклад в cy вносят близкие по несущим свойствам крыло и фюзеляж.
Для всех трех вариантов модели при а = 0 и 10° получены сравнительно малые в процентном отношении отличия вкладов внутренних сил в cx. То же самое можно сказать о вкладах этих сил в cy для а = 10°. Отмеченные отличия по абсолютной величине находятся в пределах точности
численных решений (3 - 5%). Лишь для а = 0 относительные отличия вкладов внутренних сил в cy (рис. 9) более существенны, хотя максимальная разность номинальных значений составляет
~0.003. При этом вклад внутренних сил для модели с длинными щеками меньше, чем для моделей с короткими щеками и без щек. Наблюдаемый эффект, по-видимому, объясняется тем, что инертный энтропийный слой газа у нижней поверхности аппарата с длинными щеками не может естественным образом растекаться от плоскости симметрии.
Для моделей же с короткими щеками и без щек процесс растекания энтропийного слоя имеет место. Поэтому для модели с длинными щеками на клиньях торможения формируются внутренние скачки уплотнения меньшей интенсивности, чем для двух других моделей. В частности, это может приводить к некоторому снижению вклада внутренних сил при замене коротких щек длинными. Оценки аэродинамического качества свидетельствуют о незначительном преимуществе модели с удлиненными щеками.
Рис. 8. Вклад элементов внешней поверхности ГЛА и канала в коэффициент продольной силы сх а — без щек; б — длинные щеки; в — короткие щеки
Рис. 9. Вклад элементов внешней поверхности ГЛА и канала в коэффициент нормальной силы су :
а — без щек; б — длинные щеки; в — короткие щеки
Рис. 10. Вклад элементов внешней поверхности ГЛА и канала в коэффициент продольной силы сх
а — без щек; б — длинные щеки; в — короткие щеки
Рис. 11. Вклад элементов внешней поверхности ГЛА и канала в коэффициент нормальной силы су : а — без щек; б — длинные щеки; в — короткие щеки
Подводя итог проведенному расчетному исследованию, можно сделать вывод о том, что моделирование невязкого пространственного обтекания позволяет детально изучить структуру ударного слоя и выявить многие газодинамические особенности в течении около ГЛА. Наличие передних щек влияет на топологию течения, но радикально не изменяет расходные и энергетические характеристики ВЗ (см. [11]). При этом, как и в трубном эксперименте [8], коэффициенты аэродинамических сил сх и с у для моделей ГЛА со щеками возрастают по сравнению с моделью
аппарата без щек.
ВЫВОДЫ
1. Выполнено численное моделирование (М6, 0<а<10°) невязкого пространственного
обтекания трех вариантов модели схематизированного ГЛА с ВРД с затупленным клиновидным фюзеляжем. Исследование проведено с использованием экспериментальных данных, полученных в АДТ Т-121 ЦАГИ. Расчетные аэродинамические характеристики с учетом поправок на эффекты вязкости в целом удовлетворительно согласуются с экспериментальными результатами.
2. Изучено влияние боковых передних щек на интегральные аэродинамические характеристики, а также на вклад отдельных частей ГЛА. Для рассмотренной модели летательного аппарата максимальный вклад в силу сопротивления вносят носовая клиновидная часть фюзеляжа и гондола двигателя. При этом несущие свойства фюзеляжа сравнимы с подъемной силой крыла. Коэффициенты аэродинамических сил сх и су для модели ГЛА со щеками возрастают по сравнению
с моделью без щек.
3. Численный метод поэлементного анализа аэродинамических сил в условиях интерференции отдельных частей летательного аппарата может служить основой для поиска его оптимальной формы.
ЛИТЕРАТУРА
1. Гусев В. Н. Аэротермодинамика ВКС / Сб. докладов школы-семинара ЦАГИ «Механика жидкости и газа». 1992. Ч. I, с. 3 — 26.
2. Gusev V. N., Blagoveshensky N. A., Zadonsky S. M. The integration of hypersonic vehicle airframe with an airbreathing engine // AIAA-93-5034.
3. Благовещенский Н. А., Гусев В. Н., Задонский С. М. Особенности обтекания летательного аппарата, интегрированного с воздушно-реактивным двигателем при больших сверхзвуковых скоростях // Изв. РАН. МЖГ. 2004. № 4, с. 160 — 168.
4. Благовещенский Н. А., Гусев В. Н., Задонский С. М. Аэродинамика схематизированной модели высокоскоростного летательного аппарата с воздушно-реактивным двигателем // ТВФ. 2006. № 5, с. 21 — 32.
5. Голубинский А. А., Косых А. П., Савин И. В., Челышева И. Ф. Численное моделирование сверхзвукового пространственного обтекания идеализированных компоновок ВКС совершенным газом и равновесно-диссоциирующим воздухом / Сб. докладов школы-семинара ЦАГИ «Механика жидкости и газа». 1992. Ч. II, с. 78 — 104.
6. Голубинский А. А., Косых А. П., Михайлов Ю. Я., Нерсесов Г. Г., Челышева И. Ф., Чинилов А. Ю., Юмашев В. Л. Математическое моделирование пространственного обтекания сверх- и гиперзвуковых летательных аппаратов / Сб. трудов Всероссийской научно-технической конференции «Фундаментальные исследования для гиперзвуковых технологий» // Труды ЦАГИ. 1998, вып. 2636, т. 2, с. 26 — 29.
7. Косых А. П., Михайлов Ю. Я., Нерсесов Г. Г., Челышева И. Ф., Юмашев В. Л. Исследование пространственных течений около летательных аппаратов сложной формы и определение их аэродинамических характеристик методами вычислительной аэродинамики. «ЦАГИ — основные этапы научной деятельности 1993 — 2003». — М.: Физматлит, 2003, с. 399 — 408.
8. Благовещенский Н. А., Гусев В. Н., Задонский С. М. Аэродинамика летательного аппарата с воздушно-реактивным двигателем при больших сверхзвуковых скоростях. «ЦАГИ — основные этапы научной деятельности 1993 — 2003». — М.: Физматлит, 2003, с. 184 — 192.
9. Косых А. П., Нерсесов Г. Г., Челышева И. Ф., Юмашев В. Л. Численное моделирование пространственного обтекания сверхзвуковых летательных аппаратов и их элементов на основе многозонной технологии // Ученые записки ЦАГИ. 2004. Т. XXXV, № 1 — 2, с. 3 — 20.
10. Косых А. П., Нерсесов Г. Г., Челышева И. Ф., Юмашев В. Л. Многозонный расчет невязкого обтекания летательного аппарата интегральной компоновки // Ученые записки ЦАГИ. 2005. Т. XXXVI, № 3 — 4, с. 35 — 41.
11. ЗадонскийС. М., Косых А. П., Нерсесов Г. Г., Челышева И. Ф., Чернов С. В., Юмашев В. Л. Газодинамические особенности обтекания схематизированной модели гиперзвукового летательного аппарата интегральной компоновки // Ученые записки ЦАГИ. 2012. Т. XLIII, № 1, с. 32 — 47.
12. Петров К. П. Аэродинамика тел простейших форм. — М.: Машиностроение,
1998.
13. Воротников П. П. Расчет коэффициентов сопротивления трения и теплопередачи пластины, конуса и тупоносого тела при турбулентном течении в пограничном слое. — В сб.: «Материалы к расчету сопротивления трения и теплопередачи различных тел при гиперзвуковых скоростях потока» // Труды ЦАГИ. 1964, вып. 937, с. 212 — 266.
Рукопись поступила 5/IX 2011 г.
