CC BY
532
Том XL
УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ ЦАГИ 2009
№ 3
УДК 629.782.015.3 629.782.01
РАЗРАБОТКА АЭРОДИНАМИЧЕСКОЙ КОМПОНОВКИ И ИССЛЕДОВАНИЯ АЭРОТЕРМОДИНАМИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК МАЛОРАЗМЕРНОГО КРЫЛАТОГО ВОЗВРАЩАЕМОГО АППАРАТА
А. В. БОБЫЛЕВ, А. В. ВАГАНОВ, В. Г. ДМИТРИЕВ, С. М. ЗАДОНСКИЙ, А. Ю. КИРЕЕВ,
А. С. СКУРАТОВ, Э. А. СТЕПАНОВ, В. А. ЯРОШЕВСКИЙ
Рассмотрена методика поиска рациональной аэродинамической компоновки малоразмерного крылатого возвращаемого аппарата. Решение задачи представляет собой итерационный процесс, при выполнении которого происходит целенаправленное изменение внешних обводов исходного варианта аэродинамической компоновки с целью реализации заданных тактико-технических данных. Расчет аэротермодинамических характеристик на каждом шаге итерационного процесса выполнялся при помощи пакетов программ, в основу которых положены различные инженерные методики. Оценка параметров траектории снижения включала процедуру поиска оптимальной траектории, реализующей максимум боковой дальности при заданном ограничении на равновесную температуру, например, в критических точках элементов компоновки. На основании этой методики была разработана форма аэродинамической компоновки перспективного малоразмерного крылатого возвращаемого аппарата. Особенность аэродинамической компоновки состоит в том, что ее форма, размеры и положение крыла обеспечивают не только балансировку, устойчивость, необходимую величину подъемной силы на всех режимах полета. Форма носового отсека, профиля крыла и величина стреловидности передней кромки позволили реализовать приемлемые тепловые потоки на поверхности аппарата при гиперзвуковых скоростях.
Ключевые слова: возвращаемый аппарат, аэродинамические характеристики, аэродинамическое качество, донное сопротивление, аэродинамическое нагревание, радиационноравновесная температура, каталитичность, траектория спуска, боковая дальность, посадка, траектория равновесного планирования.
Для доставки полезной нагрузки на околоземную орбиту и возвращения ее на Землю в последние десятилетия в космонавтике эксплуатируются только два типа космических летательных аппарата (КЛА). В СССР/России — это спускаемые аппараты (СА) серии «Союз» — аппараты класса несущий корпус, а в США — космические корабли многоразового использования типа Space Shuttle — класс крылатых космических аппаратов. В 2004 г. в клуб пилотируемой космонавтики вступил Китай, совершивший пилотируемые космические полеты с использованием собственного СА, концептуально соответствующего Российским СА «Союз».
Отметим, что эксплуатация КЛА типа Space Shuttle, в соответствие с программой их использования, будет прекращена в 2010 г. Таким образом, к этому времени единственным космическим транспортным средством, способным обеспечить доставку на околоземную орбиту членов экипажа и возвращение их на Землю, возможно, останутся СА серии «Союз». Однако аппараты этого класса не вполне удовлетворяют требованиям современной космонавтики. Во-первых, на борту СА «Союз» может размещаться не более трех человек, что недостаточно для эвакуации экипажа космической станции в случае возникновения нештатной ситуации. Во-вторых, траектория спуска СА «Союз» не обеспечивает того уровня комфорта экипажа, который соответствует современным требованиям международной космической кооперации.
Возвращаемый аппарат (ВА) нового поколения должен быть не только многоразовым, но и многофункциональным, высоконадежным, обеспечивать меньший диапазон нагрузок, действующих на этапе возвращения на экипаж, численность которого должна быть увеличена до шести человек, и, кроме того, должен обеспечивать снижение себестоимости полета.
Отмеченные условия позволяют сформулировать требования к облику ВА. Эти требования должны включать: возможность бездвигательной посадки на аэродром (аэродинамическое качество на посадочных скоростях с учетом сопротивления посадочных устройств и потерь на балансировку не ниже К = 3.5); обеспечение боковой дальности не менее 1200 км; устойчивость на ги-перзвуковых скоростях при а = абал в продольном канале; обеспечение теплозащиты при гипер-звуковых скоростях (исходя из теплофизических свойств современных материалов температура на нижней поверхности не выше 1300°С, на передней кромке крыла и носке фюзеляжа не выше 1650°С); многоразовость — возможность проведения не менее 25 полетов; эксплуатационная перегрузка — не более 2.5, максимальная — не более 5. Этим требованиям вполне может удовлетворять многоразовый, малоразмерный крылатый космический аппарат.
Следует отметить, что методология выбора геометрических параметров элементов аппарата определяется не только проблемами аэродинамического проектирования [1]. Ключевыми факторами, принципиально определяющими компоновку, являются, в первую очередь, аэродинамический нагрев и возможность создания системы теплозащиты; возможность бокового маневра при спуске с орбиты; устойчивость и управляемость на всех режимах полета; величина посадочной скорости; размер и вес полезной нагрузки при выполнении требования минимального веса конструкции и т. д. Дополнительным условием, определяющим вид аэродинамической компоновки, могут быть ограничения на габаритные размеры аппарата, обусловленные возможностью установки его на ракету-носитель.
Таким образом, исходя из множества часто взаимоисключающих условий, поиск формы крылатого аппарата будет представлять собой итерационный процесс, при выполнении которого происходит целенаправленное изменение внешних обводов исходного варианта аэродинамической компоновки с целью реализации заданных тактико-технических данных и обеспечения устойчивого, управляемого движения аппарата на всех режимах траектории возвращения с орбиты, начиная от гиперзвуковых (условия входа в плотные слои атмосферы), заканчивая малыми дозвуковыми скоростями (посадка на аэродром). В общем случае, итерационный процесс поиска рациональной формы спускаемого аппарата может быть проиллюстрирован схемой на рис. 1.
Формирование формы внешних обводов
м ►
Аэродинамические характеристики при дозвуковых скоростях. Обеспечение горизонтальной посадки на аэродром
Аэродинамические характеристики при М»1. Обеспечение режима самобалансировки, устойчивости и управляемости
Обеспечение теплозащиты при М»1. і <1650° С -4 ►
Рис. 1. Схема итерационного процесса выбора рациональной формы крылатого возвращаемого аппарата
Важнейшим этапом этого процесса является оценка аэротермодинамических характеристик спускаемого аппарата. На начальном этапе проектирования для расчета аэротермодинамических характеристик по всей траектории полета часто применяются программы, в основу которых положены различные инженерные методики. Недостатки таких методов очевидны. Они имеют дело либо с упрощенными моделями обтекания летательного аппарата, либо используют корреляции известных на данный момент экспериментальных данных, область применения которых также ограничена. Тем не менее, применение таких методов на ранних стадиях проектирования, соответствующих выбору облика летательного аппарата, когда необходима оперативная оценка аэродинамических характеристик значительного числа вариантов компоновок, оправдана. Дело в том, что использование более точных численных методов для представляющих практический интерес сложных пространственных конфигураций требует больших затрат машинного времени. На последующих этапах проектирования сложные численные методы, безусловно, должны применяться. В сочетании с результатами испытаний моделей в аэродинамических трубах это позволит уточнить значения основных аэродинамических характеристик и расширить базу данных для условий обтекания, не моделируемых в наземном эксперименте.
Рассмотрим те методики расчета аэротермодинамических характеристик, параметров траектории снижения и посадки, которые применялись в данной работе на каждом шаге итерационного процесса при формировании рациональной формы аэродинамической компоновки перспективного аппарата.
Методика расчета интегральных аэродинамических характеристик. Тестирование расчетных методов. Расчет аэродинамических характеристик при дозвуковых скоростях полета был выполнен по программе, основу которой составляет панельный метод [2, 3]. Согласно программе, адаптированной к ПК и реализующей этот метод, форма летательного аппарата в плане определяется набором трапеций, основания которых параллельны вертикальной плоскости симметрии (плоскости xoy). Форма поверхности компоновки при этом задается набором профилей крыла и батексов фюзеляжа в некоторых опорных сечениях (z = const).
Коэффициент сопротивления при нулевой подъемной силе является суммой трех составляющих: сопротивления трения, волнового и донного сопротивлений фюзеляжа, задних кромок крыла и оперения. Сила сопротивления трения рассчитывается по формулам пограничного слоя для пластины [4, 5]. Величина коэффициента давления в области донного среза фюзеляжа, задних кромок крыла и оперения определяется в расчете на основании корреляции данных экспериментальных исследовании прототипов либо используются корреляции известных на данный момент экспериментальных данных [5, 6]. Наряду с этим в расчет вводились корреляционные поправки, учитывающие интерференцию фюзеляжа с крылом и нелинейную составляющую подъемной силы крыла ма- Су
лого удлинения.
Итоги тестирования методики расчета представлены на рис. 2. На графике дано сравнение результатов расчета аэродинамических характеристик с экспериментальными 1
данными, полученными при испытании схематизированной модели, аналога ВКС «Space Shuttle», в дозвуковой аэродинамической трубе ЦАГИ (М = 0.15). Следует отметить удовлетворительное соответствие расчетных И эксперимен- Q 5
тальных результатов.
Для расчета аэродинамических характеристик возвращаемого аппарата на сверх- и гиперзвуковом участках
траектории использовался пакет инженерно-прикладных ___________
программ, основанный на локальных методах [7]. Согласно методике, положенной в основу пакета инженерноприкладных программ, поверхность летательного аппарата разбивается на элементарные панели, каждая из которых
в свою очередь интерполируется последовательностью эле-
„ „ г, Рис. 2. Сравнение расчетных и эксперимен-
ментарных четырехугольных площадок. Расчет обтекания
r r J _ тальных значении аэродинамических ха-
каждой панели выполняется с помощью приближенных ме- рактеристик модели аналога ВКС «Space тодов, таких как метод Ньютона, метод касательных кону- Shuttle» (M = 0.15):
сов клиньев и Т. п. 1 — эксперимент; 2 — расчет
К 1 ••
\ и о СУа J •
5 7 г /• О
j 0 а°
СУа К СУа ^ 2
1 9 '• • 1
/•
1 • / ' / і \к
О.о • / /
U.о • /
U.4 /
У
о : 1 ^30 4 0 а°
■ -U.Z mz
К основным упрощающим предположениям относятся: пренебрежение интерференцией обтекаемых элементарных площадок; постоянное значение показателя адиабаты у = Ср / cv. При расчете сил трения пограничный слой считается ламинарным или турбулентным в зависимости от расстояния, замеренного в плоскости z = const, элементарной площадки до передней кромки аппарата. Изменение распределения давления за счет толщины пограничного слоя не учитывается. Величина донного давления определяется по формуле: Ср = -2/(yM ). Аэродинамические силы и моменты, действующие на летательный аппарат, являются результатами суммирования по всем панелям элементарных сил и моментов трения и давления.
Тестирование программы было проведено в результате сравнения расчетных материалов с данными экспериментальных исследований схематизированной модели ВА при числе М = 4 (рис. 3). Отметим удовлетворительное соответствие экспериментальных и расчетных значений аэродинамических коэффициентов.
Методика расчетов радиационно-равновесных температур на наиболее теплонапряженных участках поверхности возвращаемого аппарата [8]. Определение равновесных температур на поверхности возвращаемого аппарата является одной из важнейших задач его создания. К наиболее теплонапряженным участкам поверхности гиперзвукового летательного аппарата относятся носок фюзеляжа и кромки крыльев.
Максимум теплообмена зависит от параметров набегающего потока и от геометрических параметров носка и кромок. В качестве последних в приближенных инженерных методах расчета используют местные радиусы в критической точке (линии), эффективный угол стреловидности крыла, определяемый по соотношению [1, 9]:
Рис. 3. Сравнение расчетных и экспериментальных значений аэродинамических характеристик схематизированной модели ВКС (М = 4):
1 — эксперимент; 2 — расчет
sin%^ = cosa sin% + sina cos% cos(90 - y),
где a — угол атаки, y — угол поперечного V крыла.
Если известен эффективный угол стреловидности %эф, то тепловой поток на критической линии можно определить по соотношению [10]:
qwc/qwc(0) = cos (%эфХ
где д№С(0) — тепловой поток на критической линии поперечно обтекаемого цилиндра.
Поскольку реальные параметры обтекания крыльев неизвестны, то принимается условие, что они, как и носок фюзеляжа, обтекаются невозмущенным потоком. В этом случае тепловые потоки на сфере (индекс ^^) и цилиндрической кромке крыла при %эф = 0 связаны соотношением Ям>$/Ям>с(0) = 205. Это соотношение автоматически выполняется, если для расчетов использовать понятие эффективного радиуса Лэф. Этот радиус определяется по соотношению
1/Дэф = 0.5(1/Ях + ВД,
где Л1 и Л2 — главные радиусы кривизны поверхности в рассматриваемой точке.
Понятие эффективного радиуса позволяет проводить расчеты в общем случае пространственной критической точки, используя расчетные формулы, полученные для наиболее изученных случаев обтекания сферы или цилиндра.
В основу расчета положена широко известная формула Фэя — Ридделла [11], полученная путем аппроксимации численных расчетов уравнений ламинарного пограничного слоя в окрестности критической точки, проведенных в широком диапазоне высот, скоростей полета и температуры стенки. Течение в пограничном слое полагалось химически равновесным. Градиент скорости в критической точке рекомендуется определять по формуле:
(due/dx)o = (Ш^)(2(ро - р~)/ро)°'5.
В реальных условиях полета обтекание может выходить за рамки применимости уравнений пограничного слоя и требует учета эффектов разреженности. В качестве параметра разреженности в ЦАГИ принято использовать число Рейнольдса Re° = p^,u^RN /М-(То), где рте, ите — плотность и скорость набегающего потока, ц — коэффициент динамической вязкости, Т° — температура в точке торможения потока. При Re° ~ 100 теплообмен возрастает примерно на 20% по сравнению с тем, что предсказывает теория пограничного слоя [12]. Учет эффектов разреженности особенно актуален для летательных аппаратов с малыми радиусами головных частей, для которых максимум теплообмена реализуется при Re0 < 1000. В частности, для рассматриваемого аппарата в области максимального нагревания упомянутое число Рейнольдса составляет Re0 = 80 90. Для
учета эффекта разреженности используются аппроксимационные зависимости, основанные на имеющихся в настоящее время экспериментальных и расчетных данных [13].
Используемая методика позволяет также провести оценку влияния на теплообмен и радиационно-равновесную температуру коэффициента каталитичности поверхности kw [м/с], включая его крайние значения kw ^ ^ (идеально каталитическая поверхность) и kw ^ 0 (идеально некаталитическая поверхность). Методики учета каталитичности поверхности основаны на параметрах подобия, полученных из приближенных решений уравнений пограничного слоя и аппроксимациях, имеющихся приближенных и численных решений уравнений пограничного слоя [14 — 16].
Расчеты радиационно-равновесной температуры проводились с использованием обычного предположения, что конвективный тепловой поток, вызванный аэродинамическим нагревом, рассеивается в окружающее пространство радиационным тепловым потоком [1]:
4w = £аТ^,
где £ — интегральная излучательная способность поверхности (в расчетах принято £ = 0.8), а = 5.67 • 10 8 Вт/(м2 • град4) — постоянная Стефана — Больцмана. Это предположение достаточно хорошо выполняется для низкотеплопроводной неуносимой теплозащиты.
Маневренные возможности возвращаемого аппарата на траекториях спуска [17 — 19]. Для оценки аэродинамического нагревания ВА на участке траектории спуска параметры траекторий были рассчитаны с использованием следующих законов управления. Величина угла атаки на гиперзвуковом участке спуска принималась постоянной a = 35°, а при достижении числа М = 10, она уменьшалась пропорционально скорости полета с тем, чтобы в окрестности М ~ 3 аэродинамическое качество достигало максимального значения. В ходе этих расчетов определялись значения равновесных температур в критической точке носового сферического затупления, где величина теплового потока к поверхности вычислялась по приближенной формуле Кемпа — Риддела, а также значения продольной и боковой дальности, достигаемой аппаратом при скорости, составляющей 0.12 от скорости входа в атмосферу (М ~ 3). При расчете параметров траектории снижения основное внимание уделялось поискам компромисса между требованиями к боковой дальности и к ограничениям на максимальную равновесную температуру в критической точке носового отсека фюзеляжа.
Квазиоптимальная траектория спуска ВА ( по условию минимизации максимальной равновесной температуры в критической точке при заданной боковой дальности в конце спуска) в соответствии с результатами работы [17] состоит из: участка выхода на изотемпературную кривую; участка полета вдоль этой кривой; участка схода с этой кривой.
Первый участок соответствует небольшому уменьшению скорости полета — примерно на 3 — 5% по сравнению со скоростью входа в атмосферу, которая принимается близкой к местной круговой скорости. Для определения программы управления ВА путем изменения угла крена удобно воспользоваться приближенным уравнением движения и решить так называемую обратную задачу механики полета, т.е. задать профиль траектории в плоскости скорость — высота или плотность атмосферы — высота и найти нужный закон изменения угла крена. Отметим, что расчеты проводились по полным уравнениям движения. На втором и третьем участках полета угол крена меняется непрерывно, а при переходе от первого участка ко второму угол крена скачкообразно увеличивается, что соответствует структуре решения вариационной задачи при фазовых ограничениях [19]. На третьем участке угол крена убывает. Отметим, что подобный алгоритм управления траекторией ВА был реализован в системах управления ВКС «Space Shuttle» и «Буран» [18, 19].
Анализ возможности бездвигательной посадки. При выполнении бездвигательной посадки ВКС должны обеспечиваться определенные требования к величине нормальной перегрузки, к величине вертикальной скорости из-за ограничений по прочности шасси, к величине путевой скорости из-за ограничений по прочности колес шасси, к величине угла тангажа из-за угрозы касания полосы хвостовой частью и к разбросу точки касания из-за ограниченных размеров ВПП [20]. Для удовлетворения этих требований ВКС должен обладать максимальным аэродинамическим качеством Kmax > 3.5 и, кроме того, располагать дополнительным органом, регулирующим сопротивление, например, воздушным тормозом, эффективность которого должна составлять примерно 0.4схо. Тогда при воздействии расчетных ветровых возмущений, главным из которых является горизонтальный градиентный ветер, в случае угрозы перелета (попутный ветер) воздушный тормоз раскрывается и сопротивление увеличивается, а при угрозе недолета (встречный ветер) воздушный тормоз складывается и сопротивление уменьшается. Отсюда следует, что воздушный тормоз целесообразно устанавливать в среднее по эффективности положение и для такой конфигурации выбирать номинальную траекторию захода на посадку, включая траекторию равновесного планирования (крутую глиссаду) и участок выравнивания, заканчивающийся посадкой на ВПП. При этом посадочные условия и параметры номинальной траектории должны удовлетворять всем перечисленным выше требованиям с необходимым запасом.
Выбор угла наклона глиссады планирования должен производиться с учетом предыстории движения и ограничений на величину скоростного напора. Диапазон изменения углов наклона крутой глиссады ограничен: наиболее пологая траектория снижения с минимальными значениями скоростного напора реализуется при использовании угла атаки, при котором достигается максимальное аэродинамическое качество, а наиболее крутая — в случае полета с максимально допустимым значением скоростного напора, которое определяется величиной допустимых шарнирных моментов органов управления. Поэтому угол наклона глиссады планирования должен выбираться таким, чтобы величина скоростного напора находилась примерно в середине допустимого диапазона. Это дает возможность безопасно компенсировать возможные возмущения в процессе выхода ВА на крутую глиссаду.
Не останавливаясь в дальнейшем на анализе всего объема исследований, проведенных при выборе рациональной формы аэродинамической компоновки, проанализируем только материалы «узловых» этапов итерационного процесса. «Узловыми» этапами назовем области итерационного процесса, в которых тактико-технические требования к облику компоновки не меняются.
Формирование крылатой аэродинамической компоновки 1-го этапа было проведено в соответствии с требованиями к аппарату, сформулированными выше. За начальное приближение была принята форма спускаемого аппарата схемы несущей корпус «Клипер», разработанного в РКК «Энергия». Дополнительным условием, значительно усложнившим решение задачи на данном этапе, явилось то, что в ее постановку было включено условие обеспечения преемственности крылатой компоновки с многоразовым бескрылым аппаратом «Клипер» в соответствии с его схемой агрегатирования. Выполнение этого условия естественно привело к относительно большим размерам фюзеляжа и площади его донного среза. В связи с этим основным моментом первого этапа исследований было получение ответа на вопрос о возможности горизонтальной посадки на аэродром.
а) б) в)
Рис. 4. Вариация формы элементов аэродинамической компоновки малоразмерного возвращаемого аппарата при выборе его рациональной формы
Результаты расчетных исследований показали, что аэродинамическая компоновка крылатого возвращаемого аппарата первого этапа (рис. 4, а) имеет величину максимального аэродинамического качества при посадке не более Ктах = 3.6. При учете потерь на балансировку и дополнительное сопротивление, обусловленное выпуском шасси, величина максимального аэродинамического качества не превышает значения, равного 3.
Очевидно, что основными факторами, приводящими к критическому значению величины аэродинамического качества при дозвуковых скоростях полета, являются: во-первых, малое удлинение крыла, что обусловлено выполнением требования ограничения габаритных размеров, во-вторых, большая величина донного сопротивления, обусловленная расширяющейся формой кормового отсека фюзеляжа. Кроме того, неприемлемым свойством аэродинамической компоновки первого этапа является то, что при гиперзвуковых скоростях полета ее самобалансировка реализуется на малом угле атаки, равном примерно а ~ 12° (Хц.м = 0.59 • Ь, где Ь — длина фюзеляжа).
В соответствии с результатами первого этапа исследований основное направление 2-го этапа было связано с улучшением аэродинамических характеристик на дозвуковых скоростях полета. С этой целью проведен анализ влияния удлинения крыла на аэродинамические характеристики аппарата. Удлинение крыла варьировалось, во-первых, при изменении его размаха в заданных пределах, во-вторых, с изменением стреловидности передней кромки базовой трапеции в диапазоне от 55 до 45° при неизменной длине и положении по размаху концевой хорды.
Уменьшение донного сопротивления фюзеляжа было реализовано за счет увеличения удлинения его хвостовой части с помощью установки за донным срезом сужающегося отсека [6].
Для получения рациональных аэродинамических характеристик на дозвуковых скоростях полета аэродинамическая компоновка крыла была сформирована набором профилей, аналогично крылу ВКС «Буран», но с пересчетом их относительных толщин для обеспечения необходимой толщины теплозащитного покрытия. Кроме того, для уменьшения индуктивного сопротивления была изменена форма концевого оперения, но угол установки его относительно вертикальной плоскости, равный у = 35.26°, был определен из условия реализации максимальной эффективности оперения в канале рыскания при гиперзвуковых скоростях потока.
Важным элементом компоновки крыла, позволяющим улучшить аэродинамические характеристики аппарата с крылом малого удлинения, является наплыв. Было исследовано влияние установки наплыва вдоль передней кромки крыла и его формы. Показано, что варьирование угла стреловидности наплыва в пределах от 69 до 74° позволяет обеспечить нейтральную устойчивость аппарата при изменении положения центра масс в пределах от 0.608 до 0.635 длины фюзеляжа от его носка. Величина максимального аэродинамического качества изменяется при этом незначительно.
Последующие циклы итерационного процесса модернизации формы аэродинамической компоновки 2-го этапа были связаны с областью сверх- и гиперзвуковых скоростей полета. Анализ траекторных параметров снижения и величин радиационно-равновесной температуры в наиболее теплонапряженных участках поверхности сферического затупления носового отсека и критической линии кромки крыла показал, что температура передней кромки (п.к) основной трапеции крыла этого варианта компоновки (%пк = 45°) близка к 2000°С.
Столь недопустимо большие значения температуры поверхности были обусловлены, в основном, малой величиной угла стреловидности передней кромки и формой профиля крыла. Общий вид модели варианта компоновки 2-го этапа исследований представлен на рис. 4, б.
При формировании 3-го варианта аэродинамической компоновки особое внимание было уделено модификации формы внешних обводов тех элементов, которые позволили бы улучшить аэродинамические характеристики продольной и боковой устойчивости и управляемости по сравнению с предшествующим вариантом на всех режимах полета, в том числе обеспечить реализацию расчетной гиперзвуковой боковой дальности примерно 1500 км. Особое внимание было уделено уменьшению нагревания поверхности носка фюзеляжа и области критических линий кромок консолей крыла, улучшению характеристик на участке трансзвукового полета и посадочных характеристик.
Как и на предыдущем этапе, итерационный анализ включал этапы расчетных исследований аэротермодинамических характеристик, динамики полета, устойчивости и управляемости всех модификаций исходного варианта крылатого ВА. Причем, за начальное приближение в этом случае принималась аэродинамическая компоновка 2-го варианта возвращаемого аппарата.
В результате итерационного процесса, обеспечивающего компромисс между аэродинамическими характеристиками ВА на посадке и на гиперзвуковых режимах, а также возможностью обеспечения теплозащиты, был сформирован 3-й вариант аэродинамической компоновки крылатого малоразмерного возвращаемого аппарата (рис. 4, в).
Особенность разработанной аэродинамической компоновки состоит в том, что ее форма, размеры и положение крыла обеспечивают не только балансировку, устойчивость, необходимую величину подъемной силы на всех режимах полета. Для уменьшения тепловых потоков к поверхности фюзеляжа в критической точке носового отсека радиус носового затупления фюзеляжа Я в результате серии параметрических расчетов был увеличен с 0.28 до 0.45 м. Определенные в результате итерационных процессов форма несимметричного профиля и величина стреловидности передней кромки (х = 50°) позволили получить при гиперзвуковых скоростях приемлемые уровни тепловых потоков к передним кромкам крыла.
Основные геометрические параметры аэродинамической компоновки представлены в таблице:
№ п/п Наименование Обозначение, размерность Величина
1 Площадь крыла в плане (основная трапеция) 5, м2 33.47
2 Размах 1, м 8
3 Сужение П 3.64
4 Удлинение основной трапеции X 1.91
5 Стреловидность передней кромки основной трапеции X,град 50
6 Стреловидность передней кромки наплыва X,град 77
7 Относительная площадь 2 элевонов 2 х 5Эл /5 0.12
8 Относительная площадь оперения 5оп /5 0.084
9 Относительная площадь руля направления / воздуш- 5рн (Вт) /5оп 0.3
ного тормоза
10 Относительная площадь балансировочного щитка 5/ В 5 0.16
11 Относительная площадь концевых оперений 2 х 5к.оп /5 0.1
12 Длина корпуса модели Ьк, м 9
13 Удлинение фюзеляжа X 6
14 Относительная площадь дна 5дна /5 0.18
Для управления в каналах тангажа, рыскания и крена на возвращаемом аппарате предусмотрены элевоны, воздушный тормоз, рули направления и двигатели системы газодинамического управления (ГДУ). На начальном участке входа в атмосферу, где скоростные напоры малы (д ~ 10 — 50 кГ/м ), а также при М ~ 5, где возможна потеря боковой управляемости при управлении элевонами, роль двигателей системы ГДУ является определяющей и приемлемое качество управления возможно только при совместной работе балансировочного щитка, элевонов и ГДУ.
Рис. 5. Аэродинамические характеристики малоразмерного крылатого возвращаемого аппарата:
а — М = 0.3, где 1 — воздушный тормоз закрыт, шасси убрано; 2 — воздушный тормоз раскрыт; шасси убрано; 3 — воздушный тормоз раскрыт, шасси выпущено; б — область сверх- и гиперзвуковых скоростей полета (воздушный тормоз закрыт, шасси убрано), где 1 — М = 3; 2 — М = 4; 3 — М = 5; 4 — М = 7; 5 — М = 10; б — М = 15; 7 — М = 15; 5 — М = 20; 9 — М = 26
Результаты расчетных исследований аэродинамических характеристик 3-го варианта малоразмерного крылатого ВА на посадочных режимах представлены на рис. 5. Отметим, что при не-отклоненных органах управления и без выпуска шасси расчетная величина максимального аэродинамического качества составляет Ктах = 6.2. Раскрытие воздушного тормоза и выпуск шасси вызывает уменьшение величины аэродинамического качества примерно до Ктах = 4.3.
В диапазоне сверх- и гиперзвуковых скоростей полета (М = 3 — 26) аэродинамическая компоновка 3-го этапа имеет режим самобалансировки в диапазоне углов атаки а = 20 — 37.5°. Величина максимального аэродинамического качества составляет Ктах = 1.6 при М = 3.
Максимальное аэродинамическое качество слабо зависит от числа Маха при его изменении в диапазоне М = 5 — 20. При больших числах М, когда траектория проходит на больших высотах и влияние вязкости становится преобладающим, наблюдается резкое уменьшение величины максимального аэродинамического качества (Ктах = 1 при М = 26).
Аэродинамическая компоновка ВА статически устойчива по крену во всех исследованных диапазонах углов атаки и чисел М. В канале курса аппарат статически неустойчив практически
во всем диапазоне углов атаки, но коэффициент Ср = тв cos а +1 /1xmsin а , где 1y /Ix — отношение моментов инерции аппарата относительно соответствующих осей было принято равным 3, имеет отрицательные значения на углах атаки больше 20°.
В расчетах параметров траектории снижения использовались аэродинамические характеристики ВА без учета потерь на балансировку. Принималось, что угол атаки на гиперзвуковом участке полета при У„ > 4710 м/с постоянен (ао). Далее значение угла атаки линейно уменьшается до 20° при скорости 1180 м/с.
Результаты расчетов для принятой массы аппарата т = 9000 кг приведены на рис. 6.
Как и следовало ожидать, при росте угла атаки увеличивается значение подъемной силы су ,
что приводит к уменьшению максимального теплового потока и равновесной температуры. В то же время, происходит уменьшение аэродинамического качества, что вызывает уменьшение боковой дальности примерно с 2100 км (а0 = 30°) до 1250 км (а0 = 40°).
Отсюда следует вывод о том, что при первом спуске аппарата следует реализовать малую величину боковой дальности и выбрать программу полета с большими углами атаки (даже, может быть, превышающими 40°). После анализа реализовавшегося теплового режима, при условии его приемлемости, можно в последующих полетах перейти к меньшим углам атаки.
Отметим, что расчеты проведены для случая невращающейся Земли. При входе в атмосферу с орбиты, имеющей наклонение 50 — 65°, скорость входа относительно атмосферы уменьшается, и максимальная температуры несколько уменьшается.
Расчеты и оценки радиационноравновесных температур на наиболее теплонапряженных участках поверхности возвращаемого аппарата. Принятые ограничения температуры. Важным моментом является требование многоразовости, предъявляемое к аппарату (не менее 25 полетов). Это означает, что теплозащита должна выдержать такое количество циклов без заметной деградации. Кроме того, это означает, что нельзя прибегнуть к теплозащите носка и кромок крыльев с помощью хорошо отработанных в настоящее время абляционных материалов, которые в принципе могут выдержать значительные тепловые нагрузки.
За последние годы достигнут некоторый прогресс в создании теплозащитных материалов. В частности, прошли многократные испытания антиокислительные покрытия для углерод-керамических материалов на рабочие температуры 1750 — 1950°С. В связи с этим для носка фюзеляжа и кромок крыла нового аппарата было принято ограничение температуры 1800°С. Для нижней поверхности аппарата принято ограничение 1300°С.
На рис. 7 представлены расчетные значения равновесной температуры носка фюзеляжа и кромки крыла вдоль траектории входа 00 = 35° в диапазоне высот 50 90 км. Расчеты показывают,
что максимальные температуры на носке и кромке крыла реализуются на высотах от 80 до 60 км. При этом изменение температур на этом участке траектории незначительно. Согласно траектор-ным данным указанный участок будет проходиться аппаратом приблизительно за 900 секунд.
Учет каталитической активности поверхности приводит к значительному изменению температуры. Отличие температуры идеально каталитической поверхности (кц = ^) от температуры абсолютно некаталитической поверхности (кц = 0) составляет в точке максимального нагревания примерно 370°С, а поверхности со скоростью реакции кц = 3.3 м/с — 260°С.
Температура носка фюзеляжа ниже температуры передней кромки крыла. Максимальное значение температуры носка для всех рассматриваемых траекторий оценивается на высоте приблизительно 62 км, в то время как для передней кромки крыла она может быть достигнута на значительно большей высоте (75 80 км). Это связано с комбинированным влиянием угла атаки
аппарата и угла стреловидности крыла на эффективный угол стреловидности %эф. Из результатов расчета следует, что максимальная равновесная температура передней кромки крыла во всех исследуемых точках траекторий не превышает 1800°С, принятой максимальной для перспективных материалов.
Приведенные выше оценочные результаты получены для равновесного состояния течения в ударном слое между головной ударной волной и поверхностью. Для оценки влияния неравновесности течения в ударном слое на величину температуры проведены численные расчеты четырех точек траектории а0 = 35°, расположенных в области максимального нагревания. Расчеты неравновесного течения проведены для кц = 0, наиболее близкого случая к значению кц = 3.3 м/с, характерному для теплозащитного покрытия.
С °С
1600
1400 -
1200 -
1000
Г 2 3^
1 \ 5
50
60
70
80
Н, км
Рис. 7. Равновесная температура носка фюзеляжа (2) и кромки крыла (1) вдоль траектории входа:
3 — К,
; 4 — К, = 3.3 м/с ; 5 — К, = 0
оо
Рис. 6. Траектории снижения малоразмерного крылатого спускаемого аппарата:
1 — а0 = 40°; 2 — а0 = 35°; 3 — а0 = 30°
Показано, что влияние неравновесности течения в ударном слое выражается в уменьшении температуры, величина которого зависит от параметров траектории спуска. Например, на высоте 62 км снижение температуры составляет около 50°С. На передней кромке крыла оно составляет всего 20°С.
Следует отметить, что представленные в данном разделе равновесные температуры на носке фюзеляжа и передней кромке крыла представляют собой верхнюю оценку. Реально температуры будут ниже за счет переизлучения во внутренние полости. Кроме того, при расчете температур кромка крыла моделировалась изолированным скользящим цилиндром, обтекаемым невозмущенным потоком. На самом деле кромка обтекается потоком, прошедшим через головную ударную волну, что не было учтено в данной постановке. Возможно повышение температуры на кромке за счет интерференции головной ударной волны с ударной волной перед крылом. Для учета указанных эффектов необходимы дополнительные численные расчеты обтекания аппарата.
На рис. 8 представлена температурная схема нижней, верхней и боковой поверхности рассматриваемого аппарата в точке максимального нагревания траектории (н = //.8 км, V = 7306 м/с, ао = 35°). Заштрихованная зона на боковой поверхности соответствует области присоединения потока, оторвавшегося с поверхности крыла.
Из температурных схем видно, что на нижней и боковой поверхности фюзеляжа, включая балансировочный щиток, температура в точке максимального нагревания не превышает 1200°С, поэтому в качестве теплозащиты можно использовать существующие материалы на основе кварцевого волокна с противоэрозионным покрытием. На передней кромке крыла в концевом сечении и непосредственно за ней температура составляет 1580 — 1650°С. Здесь для теплозащиты потребуются современные материалы на основе углерод-керамики, находящиеся в стадии разработки.
Анализ возможности бездвигательной посадки. При минимальной массе т = 9000 кг наилучшие условия посадки реализуются в случае воздействия встречного ветра, имеющего скорость примерно 20 м/с. При этом посадочная скорость составляет всего 73.6 м/с, а угол атаки равен примерно 9°. Наихудшие условия реализуются в случае максимального попутного ветра: посадочная скорость увеличивается до 95.4 м/с, а угол атаки до 13.5°. Следует заметить, что эти значения можно изменять только одно за счет другого, т. е. уменьшение скорости происходит за счет увеличения угла атаки, или уменьшение угла атаки реализуется за счет увеличения скорости.
Увеличение веса спускаемого аппарата сохраняет общую тенденцию: при встречном ветре посадочные условия достаточно хорошие, а при попутном ветре увеличение веса приводит к росту, как посадочной скорости, так и посадочного угла атаки. При массе т = 11 000 кг и встречном ветре 20 м/с посадочные параметры составляют: скорость V = 98.8 м/с, угол атаки а = 15°.
В целом, результаты расчетов показывают, что наиболее приемлемым является посадка при встречном ветре, когда реализуются минимальные значения скорости и угла атаки.
Заключение. Проведены комплексные исследования, в результате которых сформирован облик малоразмерного крылатого многоразового аппарата. Расчетные значения аэротермодина-мических характеристик при выполнении этих исследований были получены при помощи пакетов
прикладных программ, основанных на инженерных методах определения локальных и распределенных аэротермодинамических характеристик. Аэродинамическая компоновка возвращаемого аппарата представляет собой «бесхвостку», с низкорасположенным крылом двойной стреловидности и концевыми килями. Для управления в каналах тангажа и крена на летательном аппарате используются элевоны, воздушный тормоз, рули направления. Предложенная компоновка возвращаемого аппарата на гиперзвуковых режимах полета с выбранной программой балансировки устойчива в продольном и боковом движении.
Проведены параметрические расчеты по реализации максимальной боковой дальности и минимизации максимальной равновесной температуры в критической точке носового затупления траекторий спуска. Максимальная величина боковой дальности при начальном угле атаки гипер-звукового участка полета 30°, 35°, 40° составляет примерно Ьъок ~ 2100 , 1600, 1250 км. Показано, что наиболее «легкой», с точки зрения нагревания, является траектория с минимальной боковой дальностью, самой теплонапряженной — траектория с максимальной боковой дальностью. Для траектории полета с начальным углом атаки а = 35°, как наиболее приемлемой по обеспечению рациональных значений компонент «боковая дальность — температура поверхности в критических точках ВА», максимальная температура носка фюзеляжа составит 1470°С, передней кромки крыла в концевом сечении 1670°С.
На дозвуковых скоростях величина максимального аэродинамического качества при неот-клоненных органах управления составляет Kmax = 6.2, что позволяет обеспечить бездвигательную посадку с раскрытым воздушным тормозом как при попутном (Кветра = 20 м/с, Упос = 95.38 м/с), так и при встречном ветре (^вехра = -20 м/с, Упос = 73.6 м/с).
Последующие этапы отработки аэродинамической компоновки должны включать проведение комплексных расчетно-экспериментальных исследований аэротермодинамических характеристик ВА, в том числе экспериментальные исследования модели в диапазоне дозвуковых, трансзвуковых, сверхзвуковых и гиперзвуковых скоростей полета в аэродинамических трубах ЦАГИ, а также численное моделирование обтекания с помощью решения уравнений Эйлера, На-вье — Стокса и Рейнольдса. Экспериментальная составляющая исследований аэротермодинами-ческих характеристик важна тем, что в настоящее время практически невозможно обеспечить полное моделирование условий обтекания с помощью численных методов, тем более, в диапазоне трансзвуковых скоростей полета. В диапазоне трансзвуковых скоростей аэродинамические характеристики как на этапе выведения, так и возвращения, особенно для такого сложного объекта, как крылатый возвращаемый аппарат, могут быть определены с необходимой степенью надежности только в аэродинамическом эксперименте. Полученные в результате экспериментальных исследований материалы будут иметь основополагающее значение не только для уточнения и дальнейшей разработки тактико-технических параметров малоразмерного возвращаемого аппарата, но и для тестирования применяемых и вновь разрабатываемых расчетных методов.
Работа выполнена при частичной финансовой поддержке Российского фонда фундаментальных исследований (№ 06-01-08053-офи) и ВЦП РНП ВШ.2.1.1.5904.
ЛИТЕРАТУРА
1. Нейланд В. Я., Тумин А. М. Аэротермодинамика воздушно-космических самолетов (конспект лекций). — Жуковский, 1991.
2. Woodward F. A. An improved method for the aerodynamic analysis of wing-body-tail configurations in subsonic and supersonic flow // Theory and application. — NASA CR-2228.
Part I, 1973.
3. МожеренкоА. А. Применение метода дискретных вихрей для расчета аэродинамических нагрузок на тонком крыле в дозвуковом и сверхзвуковом потоке // Труды ЦАГИ.
1988, вып. 2402.
4. Материалы к расчету сопротивления трения и теплопередачи различных тел при ги-перзвуковых скоростях потока // Труды ЦАГИ. 1964, вып. 937.
5. Аэродинамика ракет. Методы аэродинамического расчета. Кн. 2 / Под ред. М. Хем-ша и Дж. Нилсена. — M.: Мир, 1989.
6. Лаврухин Г. Н. Донное давление при до- и трансзвуковых скоростях внешнего потока // Труды ЦАГИ. 1978, вып. 1962.
7. Gentry A. E., Smyth D. N., Oliver W. R. The MARK-IV Supersonic — hypersonic Arbitrary — Body program // AFFDL-TR-73-159. 1973. V. I, II.
8. Ваганов А. В., Дмитриев В. Г., Задонский С. М., Киреев А. Ю., Скуратов А. С., Степанов Э. А. Оценки теплового режима малоразмерного крылатого возвращаемого аппарата на этапе его проектирования // www.chemphys.edu.ru / pdf / 2006-11-20-002.pdf. Электронный журнал.
9. Основы теплопередачи в авиационной и ракетно-космической технике / Под ред. В. К. Кошкина. — М.: Машиностроение, 1975.
10. Башкин В. А. Пространственный ламинарный пограничный слой на линии растекания при коническом внешнем течении при наличии и отсутствии вдува (отсоса) однородного газа // Журнал прикладной механики и технической физики. 1967. № 2.
11. Fay J., Riddell F. Theory of stagnation point heat transfer in dissociated air // J. Aeronaut. Sci. 1958. V. 25, N 2.
12. Ботин А. В., Провоторов В. П., Степанов Э. А. Приближенный расчет теплообмена в окрестности пространственной критической точки на идеально каталитической поверхности в разреженном гиперзвуковом потоке / Тепломассообмен при химических превращениях. Труды Первой Российской национальной конференции по теплообмену. — М.: Изд. МЭИ. 1994. T. 3.
13. Провоторов В. П., Степанов Э. А. Численное исследование вязкого ударного слоя в окрестности критической точки при наличии вдува газа // Ученые записки ЦАГИ. 1985. Т. XVI, № 4.
14. Неравновесные физико-химические процессы в аэродинамике / Под ред. Г. И. Май-капара. — М.: Машиностроение, 1972.
15. Дорренс У. Х. Гиперзвуковые течения вязкого газа. — М.: Мир, 1966.
16. Ковалев В. Л. Гетерогенные каталитические процессы в аэротермодинамике. — М.: Физматлит, 2002.
17. Ярошевский В. А. Приближенное вычисление потребной и располагаемой боковой дальности, реализуемой при спуске космического летательного аппарата в заданную точку на поверхности Земли // Космические исследования. 2005. Т. 44, № 6.
18. Ярошевский В. А. Алгоритмы управления траекторным движением космических летательных аппаратов на этапе входа в атмосферу // Авиакосмическая техника и технология. 1999. № 1.
19. Ярошевский В. А. Вход в атмосферу космических летательных аппаратов. — М.: Наука, 1988.
20. Бобылев А. В., Кузьмин В. П. Анализ возможности выполнения бездвига-тельной посадки летательного аппарата с малым аэродинамическим качеством // Ученые записки ЦАГИ. 2000. Т. 31, № 1 — 2.
Рукопись поступила 30/IV 2008 г.
