CC BY
21
УДК 533.6.071.4; 51-37
А.В. Ваганов1 , С.М. Дроздов1, Г.Н. Дудин2, С.М. Задонский1,
В.И. Пляшечник1, М.А. Стародубцев1, С.В. Чернов1,3, В.Л. Юмашев1,2
1 Центральный аэрогидродинамический институт им. проф. Н.Е. Жуковского 2 Московский физико-технический институт (государственный университет)
3 Московский авиационный институт (государственный технический университет)
Расчётно-экспериментальные исследования аэродинамики контрольной модели при больших сверхзвуковых скоростях
Приведены результаты расчётно-экспериментальных исследований аэродинамических характеристик контрольной модели. Контрольная модель имеет форму, близкую к форме крылатых воздушно-космических самолётов (ВКС) класса «Space Shuttle», «Буран», и предназначена для тестирования аэродинамических труб в диапазоне больших углов атаки, важном для практики исследований аэродинамических характеристик этого класса летательных аппаратов. Экспериментальные данные могут служить базой для тестирования существующих и вновь разрабатываемых пакетов программ, а также для оценки погрешности аэродинамического эксперимента.
Для этой цели проведено численное моделирование обтекания модели при помощи пакета АРГОЛА-2 (Эйлер) и ANSYS CFX (Навье-Стокс). Показано удовлетворительное соответствие расчётных и экспериментальных результатов.
Ключевые слова: сверхзвуковые скорости, гиперзвуковые скорости, аэродинамическая труба, численное моделирование, крылатый возвращаемый аппарат.
Введение. Для анализа погрешности весового эксперимента в стендовых условиях используются материалы экспериментальных исследований аэродинамических характеристик контрольных моделей. Статистический анализ материалов многократных испытаний позволяет определить средние значения аэродинамических коэффициентов, погрешность их определения. Полученные материалы служат количественной оценкой качества аэродинамической трубы (АДТ) как сложного измерительного комплекса.
Рис. 1. Общий вид контрольной модели
В ЦАГИ была разработана и в дальнейшем внедрена в практику экспериментальных исследований контрольная модель, имеющая форму, близкую к форме крылатых воздушно-космических самолётов (ВКС) класса «Space Shuttle», «Буран» (рис. 1). Модель, изготовленная без моделирования отклонения органов управления, предназначена для тестирования аэродинамических труб в важном для практики исследований аэродинамических характеристик некоторого класса летательных аппаратов диапазоне больших углов атаки (амах ~ 60°).
Экспериментальные исследования аэродинамических характеристик контрольной модели проведены в аэродинамических трубах Т — 116, Т — 117, УТ — 1M, ИТ — 1 и ИТ — 2M ЦАГИ в общих диапазонах чисел M = 2-19,2 и Re = 4,3 • 106-0,014 • 106 [1].
При расчёте аэродинамических коэффициентов силы, действующие на модель, относились к произведению скоростного напора на площадь крыла в плане. При определении коэффициента момента тангажа за характерный размер принята длина фюзеляжа. Коэффициент момента тан-
гажа рассчитан относительно условного центра масс, расположенного на расстоянии 0,65 длины фюзеляжа от носового затупления.
Материалы многократных испытаний и статистический анализ результатов показали хорошую коррелируемость по числу Маха и параметру М / \/11ё аэродинамических характеристик, полученных в сверхзвуковых аэродинамических трубах ЦА-ГИ. Корреляция экспериментальных данных Схо и аэродинамического качества К по параметру М / л/Йё показывает, что коэффициент продольной силы имеет минимальное значение при параметре М / \/11ё, равном примерно 0,0017. Увеличение его при меньших и больших значениях коррелирующего параметра обусловлено влиянием соответственно чисел МиИе (рис. 2).
Схо
0,2
ОД
0 0,001 0,01 ОД М/(Ко
тах
2
1
0
0 ; Рис. 2. Изменение величины продольной силы и максимального аэродинамического качества контрольной модели в зависимости от параметра M/v/Rë. • - Т-116 ЦАГИ, о - Т-117 ЦАГИ, ▲ — УТ1М ЦАГИ, Д — ИТ-2М ЦАГИ, х — ИТ-1 ЦАГИ
Результаты статистической обработки материалов многократных испытаний, представленные на рис. 3, позволяют отметить, что погрешность измерения коэффициента нормальной силы зависит от угла атаки и при изменении его от 0 до 500 увеличивается примерно в 3-6 раз. Измене-
ние угла атаки в меньшей мере влияет на погрешность определения коэффициентов продольной силы и момента тангажа, что в основном обусловлено характером изменения соответствующих коэффициентов в зависимости от угла атаки.
О О
▲ . дОж А п 2 і і • о • • 8 д • О о ° ° « А А О А О «АО О ° »5 “ч:.**: о ° 2 А 4 А А и ♦ ♦ ♦ • • •
0 20 40 а”
Рис. 3. Средняя квадратичная погрешность определения силовых коэффициентов. • -М = 4; ▲ - М = 6,95; ♦ - М = 9,77; ♦ -М = 10,5; о - М = 13,6
1. Полученный объём экспериментальных исследований аэродинамических характеристик контрольной модели имеет самостоятельное значение. Эти данные могут служить базой для тестирования существующих и вновь разрабатываемых пакетов программ, в основу которых положены различные численные методы.
Следует отметить, что для расширения возможности верификации численных методов целесообразно дополнить экспериментальные материалы результатами исследований полей течения у поверхности контрольной модели.
С этой целью исследования аэродинамики контрольной модели были продолжены в аэродинамической трубе Т-117 ЦАГИ при числах М = 7,5; Яе|^ = (1,0-1,4) • 106 и М = 8,3; Ие|£ = 1,15 • 106. Для расширения возможности верификации была выполнена доработка модели, которая включала изготовления крыла, имеющего сменные отклоняемые элевоны (£эл = 0, 17° и 20°), и подфюзеляжный щиток (5щ = 0 и 17°). Элевоны и подфюзеляжный щиток занимают по длине модели кормовую часть крыла и фюзеляжа в месте «подрезки» их наветренной поверхности. Относительная площадь элевонов и щитка составляют £эл/s = 0,251326 и Бщ/Б = 0,06766.
Экспериментальные исследования, проведённые при этих числах Маха, преследуют две цели. Во-первых, получить оценку качества потока в рабочих частях АДТ, ре-
ализуемых этими соплами, применительно к определению интегральных аэродинамических характеристик. Во-вторых, получить данные о полях течения у поверхности контрольной модели при моделировании отклонения органов управления.
Наряду с экспериментальными исследованиями проведено численное моделирование обтекания модели. Численное моделирование выполнено при помощи двух пакетов программ, первым из которых являлся созданный в ЦАГИ пакет АР-ГОЛА-2 [2]. В этом пакете реализована многозонная технология расчёта течений невязкого нетеплопроводного газа сложной геометрии и топологии.
Задача невязкого обтекания в пакете программ АРГОЛА-2 ставилась для нестационарных уравнений газовой динамики. Пространственное стационарное поле течения рассчитывалось путём установления по времени с использованием метода Году-нова-Колгана и его уточняющих модификаций путём задания некоторого начального распределения параметров потока газа и расчёта его эволюции к предельному состоянию.
Второй расчёт был выполнен на основе численного интегрирования ламинарных уравнений Навье-Стокса для совершенного теплопроводного газа. Расчёты проводились с использованием пакета прикладных программ ANSYS CFX. Численное интегрирование дифференциальных уравнений Навье-Стокса осуществляется в рамках пакета ANSYS CFX методом конечного объёма на гексаэдрической сетке в 20476160 узла. Разработка пространственной сетки выполнено в рамках пакета ANSYS 1СЕМ CFD.
Сеточная модель имеет сгущения в области пограничного слоя и вблизи носика аппарата, где формируется ударный слой. В ходе решения уравнений использовался метод установления 1-го порядка точности по времени. Полученное стационарное решение обладает 1-м порядком аппроксимации.
2. На первом этапе исследований проанализируем сходимость результатов весовых испытаний, полученных во второй серии (АДТ Т-117, М = 7,3 и 8,5), с аэродинамическими характеристиками модели первой серии испытаний (АДТ Т-116
(М = 2-9,8) и Т-117 ЦАГИ (М = 10,5 и 16,8)) [1].
Соответствие аэродинамических коэффициентов подъёмной силы, аэродинамического качества и момента тангажа иллюстрируется графиками, представленными на рис. 4.
Суа,К
1,5
1,0
0,5
0 5 10 15 М
тг
0
-0,02 -0,04
Рис. 4. Сравнение аэродинамических характеристик контрольной модели первой (тёмные точки) и второй (светлые точки) серий испытаний (а = 35°). 1 — К; 2 — Суа
Особенность представленных зависимостей заключается в том, что графические данные первой серии испытаний являются средними значениями, полученными в результате статистической обработки десятикратных испытаний. Отметим удовлетворительную корреляцию результатов второй серии экспериментальных исследований интегральных аэродинамических характеристик контрольной модели (М = 7,5 и 8,3) с данными первой серии.
Важным этапом исследований аэродинамики контрольной модели является приложение экспериментальных данных для тестирования расчётных методов. В качестве первой фазы рассмотрим соответствие интегральных аэродинамических характеристик, полученных при численном моделировании обтекания контрольной модели и экспериментальными методами.
Сравнение экспериментальных данных с результатами численного моделирования представлено на рис. 5. Отметим удовлетворительное соответствие расчётных и экспериментальных значений аэродинамических характеристик, включая соответ-
ствие коэффициента продольной силы Сх, полученного с помощью пакета СХF. Отмеченное расхождение коэффициента Сх при расчёте с помощью пакета АРГОЛА-2 вызвано в основном влиянием эффектов вязкости, не моделируемых в рамках уравнений Эйлера.
Рис. 5. Сравнение экспериментальных и расчётных значений аэродинамических характеристик. М = 7,5; Ие = 106; 1 — Суа; 2 — Сх; 3 — шх; — расчёт уравнения Навье-Стокса (пакет программ CFX); —о— расчёт уравнения Навье-Стокса (пакет программ CFX, без учёта трения);-----расчёт уравнения Эйле-
ра (пакет программ АРГОЛА); ••• эксперимент (Т-117 цАги)
Коэффициенты подъёмной силы в основном определяются невязкой составляющей. Особо следует отметить хорошее соответствие экспериментального и расчётных значений коэффициента момента тангажа. Расхождение моментов тангажа характеризуется отличием балансировочного угла атаки, которое составляет примерно 1,5°.
Картина течения у поверхности контрольной модели исследовалась с помощью теневого метода и размываемых капель масла с красителем.
Поле течения у поверхности модели имеет сложный, пространственный характер, что обусловлено её геометрическими параметрами и большим диапазоном углов атаки. У поверхности модели с неотклонён-
ными органами управления реализуется развитая система скачков уплотнения, индуцируемая обтеканием сверхзвуковым потоком элементов компоновки. В местах излома формы поверхности, например, при переходе от носового отсека к цилиндрической, центральной части фюзеляжа и в области подрезки кормовой наветренной поверхности наблюдаются области течения расширения (рис. 6).
Рис. 6. Экспериментальное исследование поля течения у поверхности контрольной модели с неотклонёнными органами управления; М = 7,5; а = 35°; 4л = 0
При нулевом угле атаки линия растекания находится на верхней поверхности носового отсека, имеющего отрицательный угол заклинения, и на передней, затупленной по радиусу, кромке консоли крыла. В плоскости симметрии нижней поверхности наблюдается линия растекания. Таким образом, в ударном слое у нижней поверхности компоновки поток после разворота у передней кромки консоли крыла отрывается и присоединяется в плоскости симметрии аппарата. С увеличением угла атаки структура течения у наветренной поверхности меняется. На угле атаки а = 35° наблюдается растекание потока на всей наветренной поверхности аппарата, что характерно для режима больших углов атаки. В концевых сечениях крыла и щитка, отклонённого на угол 17°, наблюдается более интенсивное растекание потока — кривизна линий тока увеличивается.
Анализ теневых картин показывает, что в диапазоне больших углов атаки течение в области взаимодействия головной ударной волны со скачком уплотнения, индуцируемым отклонёнными элевонами,
а)
имеет сложную пространственную структуру. Форма области взаимодействия при угле атаки а = 45° позволяет предположить о трансзвуковом режиме течения в кормовой части модели в области отклонённых элевонов (рис. 7).
б)
Рис. 7. Экспериментальное исследование поля течения у поверхности кон-
трольной модели при ¿эл = 20° и ¿щ
Перед отклонёнными на угол 20° элевонами происходит отрыв потока и присоединение его на поверхности секций щитков. Линии отрыва и присоединения имеют криволинейную форму. Особенность обтекания кормовой части заключается в том, что перед отклонённым щитком существует область сверхзвукового течения. Поток тормозится в системе косых скачков уплотнения, индуцируемых зонами отрыва и присоединения потока. Данный вид взаимодействия, как и полученный при больших углах атаки, может привести к пиковым уровням теплового потока и пульсаций давления на поверхности щитков, так же как в зоне отрыва и присоединения пограничного слоя.
Интерференция обтекания секций элевонов, отклонённых на угол 20°, минимальна и определяется только взаимодействием в зоне фюзеляжа, где происходит вытекание газа из зоны отрыва.
Для верификации расчётных результатов при исследовании газодинамических особенностей обтекания использованы теневые картины и масляные спектры, полученные при испытании контрольной модели в аэродинамической трубе Т-117 ЦА-ГИ.
17°; а) а = 35°; б) а = 45°
В первую очередь отметим, что расчётная форма ударных волн хорошо соответствует экспериментально наблюдаемой картине (рис. 8).
Рис. 8. Сравнение расчётных (пакет CFX) и экспериментальных положений ударных волн; тёмные точки — эксперимент; М = 7,5; Ие = 106; а) а = 0; б) а = 40°
Что касается течения в возмущённой области в целом, то расчёт обтекания моде-
лирует не только газодинамические структуры, формирующиеся в объёме между поверхностью модели и ударной волной, но и явления вблизи поверхности контрольной модели, обусловленные течением в по-
граничном слое. В частности, расчётные картины линий тока на поверхности модели хорошо соответствуют экспериментальным результатам (рис. 9)
Рис. 9. Сравнение картины течения у поверхности модели, полученной при моделировании обтекания с помощью пакета CFX и экспериментально с помощью масленых точек; а) верхняя (подветренная) поверхность; б) нижняя (наветренная) поверхность; 1 — расчёт (пакет программ CFX); 2 — эксперимент
Заключение. Приведены результаты расчётно-экспериментальных исследований аэродинамических характеристик и полей течения у поверхности контрольной модели, имеющей форму близкую к форме крылатых воздушно-космических самолётов (ВКС) класса «Space Shuttle», «Буран». Экспериментальные исследования аэродинамических характеристик и полей течения у поверхности контрольной модели выполнены в аэродинамической трубе Т-117 ЦАГИ при сверхзвуковых скоростях набегающего потока M = 7,5:
106
и
M = 8,3;
И,е|ь = (1,0-1,4)
Re |^ = 1,15 • 106. Численное исследо-
вание пространственного обтекания контрольной модели и её аэродинамических характеристик выполнено при помощи двух пакетов программ. Во-первых, это разработанный в ЦАГИ пакет программ АРГОЛА-2, в котором реализована многозонная технология расчёта течений невязкого нетеплопроводного газа; во-вторых, промышленный пакет прикладных программ ANSYS CFX, на основе численного интегрирования уравнений Навье-Стокса методом конечного объёма.
В результате сравнения экспериментальных значений аэродинамических характеристик с аналогичными материалами первой серии испытаний контрольной модели показано, что существует хорошая корреляция материалов двух серий испытаний.
Верификация численных методов показала, что результаты расчёта интегральных аэродинамических характеристик находятся в хорошем соответствии с имеющимися экспериментальными данными.
Полученные материалы полезны для оценки надежности и погрешности замера аэродинамических коэффициентов в сверхзвуковых аэродинамических установках, тестирования существующих или вновь разрабатываемых программ расчёта аэродинамических характеристик ги-перзвуковых летательных аппаратов.
Работа выполнена при финансовой поддержке ведомственной целевой программы развития высшей школы ВЦП РНП ВШ 2.1.1.5904.
Литература
1. Vaganov A.V., Zadonsky S.M., Plyashechnik V.I. Results of aerodynamic characteristics researches of test models in TsAGI wind tunnels // Intern. Conf. on the Methods of Aerophysical Research: Proc. Part V. — Novosibirsk, 2007. — P. 181-185.
2. 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 // Уч. зап. ЦАГИ. — 2004. -Т. XXXV, № 1, 2.
Поступила в редакцию 09.01.2009.
