CC BY
207
УДК 533.6.013.122
М.В. Курчанов, асп., (4872) 23-24-50, maxkurchanov@mail. ru (Россия, Тула, ТулГУ),
И.Ю. Обухов, асп., (4872) 23-24-50, buh-13@yandex.ru (Россия, Тула, ТулГУ)
СНИЖЕНИЕ ЛОБОВОГО СОПРОТИВЛЕНИЯ И АЭРОДИНАМИЧЕСКОГО НАГРЕВА ВЫСОКОСКОРОСТНЫХ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ
Рассмотрен способ снижения лобового сопротивления и аэродинамического нагрева высокоскоростных летательных аппаратов за счет создания зоны пониженного давления перед носовым обтекателем с помощью концентрирования скачка уплотнения. Представлены результаты моделирования обтекания ракет различных классов, а также вынесены рекомендации к использованию данного метода.
Ключевые слова: лобовое сопротивление, аэродинамический нагрев, концентратор, скачок уплотнения.
Развитие науки и техники на современном этапе позволяет инженерам-проектировщикам управляемых реактивных снарядов качественно повышать тактико-технические характеристики (ТТХ) проектируемых изделий. Такие прикладные науки ракетостроения, как аэрогазодинамика, химмотология ракетного топлива и взрывчатых веществ, прочность летальных аппаратов (ЛА), сделали большой шаг вперед в основном благодаря развитию электронно-вычислительных машин, а также информационных технологий. Развитие этих наук позволило оптимизировать форму ЛА для любых диапазонов скоростей, повысить удельных импульс реактивных двигателей и снизить коэффициент качества двигателя, увеличить мощность боевых частей без увеличения массы реактивного снаряда, а также снизить массу ЛА за счет применения новых конструкционных материалов и оптимального использования их прочностных качеств [1,2].
Все это привело к увеличению скоростей полета реактивных снарядов, до нового качественно уровня. В связи с этим как в России, так и в США ведутся разработки по созданию гиперзвуковых управляемых ракет, например, американская программа HyFly (Hypersonic Flight Demonstration). К настоящему времени уже проведен ряд испытаний модели ракеты, обеспечивающей согласно техническому заданию максимальную скорость полета, соответствующую числу М > 6. В 2011 году были провалены два испытания гиперзвуковой управляемой ракеты Х-51А Waverider. Масса боеголовки этой ракеты составляет 110 килограммов, а скорость полета - более 2,4 тысячи метров в секунду. «Локхид Мартин» ведет работы по созданию FHTV-2. Первый испытательный полет американского гиперзвукового планера, осуществленный 20 апреля 2010 года,
который в соответствии с проектом способен достигать скорости до 20 М (примерно 23 тысяч км/ч), оказался неудачным.
По сообщениям прессы российские специалисты ведут разработку гиперзвуковых авиационных ракет, способных летать со скоростью, в 1012 раз большей скорости звука. Также существует экспериментальная ракета Х-90 "Коала", летающая на скоростях 4... 5 М. Главные успехи в создании гиперзвуковой ракеты, которая способна развивать скорость до 6 М, принадлежат совместному российско-индийскому предприятию «БраМос».
Разгон ракеты до гиперзвуковых скоростей осложнятся высокими значениями сил лобового сопротивления даже при очень низких коэффициентах лобового сопротивления [3]. Также полет на таких скоростях осложняется сильным аэродинамическим нагревом планера ЛА, температура торможения потока при скорости 5 М составляет 1729 К, а при скорости 10 М - уже 6051 К [4,5].
Для снижения этих негативных факторов на разгонном участке ЛА возможно применение следующего способа, заключающегося в запуске из носовой части ракеты тела (концентратор лобового сопротивления), воспринимающего основной скачок уплотнения, за счет чего разгон ЛА происходит в разряженном пространстве позади выстреливаемого тела. Схема такого устройства показана на рис. 1.
Рис. 1. Схема устройства для снижения лобового сопротивления
и аэродинамического нагрева: 1 - канал ствола; 2 - концентратор лобового сопротивления (пуля);
3 - поршень-заглушка; 4 - пороховой заряд
При этом температура потока за скачком уплотнения также снижается, что позволяет уменьшить аэродинамический нагрев корпуса ракеты.
В связи с вышеописанными достоинствами данного способа был проведен ряд расчетных экспериментов с моделированием процесса обтекания трехмерных моделей реальных существующих ракет, для выявления целесообразности его использования на беспилотных летательных аппаратах с повышенными скоростями полета.
На концентраторе возникает косой скачок уплотнения, за счет чего давление и температура потока воздуха, набегающего на ЛА, снижается.
Также стоит отметить, что возникновение косого скачка уплотнения на концентраторе не препятствует возникновению аналогичного скачка на носовой части ракеты, что несколько уменьшает эффективность данного способа снижения лобового сопротивления.
Данные расчетов были сведены в табл. 1, на основании которой были построены зависимости лобового сопротивления, как для ЛА с использованием концентраторов, так и без них.
Таблица 1
Результаты расчетов моделирования
Без использования концен- С использованием концентра-
Скорость, тратора тора
м/с Лобовое сопро- Температура Лобовое сопро- Температура
тивление, Н газа, К тивление, Н газа, К
600 1208 488 978 485
800 1846,8 632 1468,2 624
1000 2516,4 835 1964,2 820
1200 3204,1 1065 2511,6 1043
1400 3920,8 1342 3080,4 1310
На рис. 2 изображен график изменения лобового сопротивления ЛА от скорости его полета, из которого следует, что с ростом скорости эффективность метода концентрирования лобового сопротивления и аэродинамического нагрева растет. При скорости полета ЛА 600 м/с снижение лобового сопротивления составляет примерно 18 %, в то время как при скорости 1400 м/с эффективность увеличивается до 21... 22 %.
4500,00 4000,00
X
¿ 3500,00
S
т
О 3000,00
2500,00
О о.
о
О 1500,00
ta
о
1000,00 500,00 0,00
----Базовый -С концентратором
^
800 1000 1200 1400
Скорость, м/с
Рис. 2. Зависимость лобового сопротивления от скорости полета многоцелевой ракеты с повышенной дальностью стрельбы и скоростями полета с концентратором и без него
Благодаря применению концентраторов также снижается температура газа на носовой части корпуса ракеты, однако в исследуемом диапазоне скоростей эффективность уменьшения аэродинамического нагрева составляет всего 1... 2,5 %, что не может оказывать существенного влияния на нагрев ракеты. Данный способ снижения аэродинамического нагрева возможен к применению на ЛА, спускаемых в атмосферу Земли из-за пределов атмосферы со скоростями 10.20 М, при которых даже при сохранении той же эффективности разница температур может составить примерно 500.1000 К.
Рассмотрим влияние калибра концентратора на лобовое сопротивление ЛА, а также на аэродинамический нагрев корпуса носовой части ракеты на примере ракет различных классов для выявления влияния геометрии ЛА на эффективность использования данного метода.
Моделирование газодинамической задачи обтекания потоком воздуха ЛА с учетом влияния процесса образования области разряжения в носовой части ракеты за счет использования концентратора позволяет говорить, что в рассматриваемом диапазоне скоростей эффективность способа находится в пределах от 15 до 25 % и практически не зависит от геометрии планера ЛА. Помимо изучения влияния скорости на эффективность снижения лобового сопротивления и аэродинамического нагрева, рассматривались влияние калибра концентратора, а также расстояние между ним и носовой частью ракеты.
Все результаты данных расчетов сведены в табл.2, а также для наглядного сравнения построены на одном графике (рис. 3).
Таблица 2
Сравнительные характеристики для оценки эффективности метода на ракетах различных классов
Калибр, мм ЗУР Управляемый снаряд Многоцелевая ракета
Лобовое сопротивление, Н Температура газа, К Лобовое сопротивление, Н Температура газа, К Лобовое сопротивление, Н Темпера-тура газа, К
0 2470,53 881 2263,23 845 2583,75 817
7,62 2438,86 769 2066,43 812 2526,22 816
12 2359,75 663 2022,77 786 2473,18 804
20 2186,09 415 1819,55 694 2164,19 798
Из табл. 2 видно, что наибольшую эффективность снижения лобового сопротивления удается добиться для управляемого снаряда, примерно 20 % при калибре концентратора 20 мм, (многоцелевая ракета - 16 %, зенитная управляемая ракета - 12 %), в то время как максимальное снижение аэродинамического нагрева достигается для зенитной управляемой ракеты
- 53 % (управляемый снаряд - 20 %, многоцелевая ракета). Очевидно, что эффективность способа при снижении аэродинамического нагрева носовой части во многом зависит не только от калибра концентратора, но и также от параметров носовой части ЛА и, в частности, ее носового сужения (отношения диаметра носка ракеты к калибру ЛА).
Кроме рассмотренных выше влияний скорости полета и калибра концентратора, необходимо также учесть влияние расстояния между ЛА и донным срезом концентратора. На рис. 4 изображена зависимость лобового сопротивления и температуры газа в носовой части ЛА от расстояния между концентратором и носовым срезом многоцелевой ракеты.
Рассматривая полученные результаты, необходимо отметить, что максимальная эффективность данного способа достигается на расстоянии 40.80 мм и составляет 21.22 % для снижения лобового сопротивления. При этом температура газа в носовой части ЛА максимально снижается при значениях расстояния 10.20 мм и составляет на 5.7 % меньше номинальных значений.
зооо
о -1---------
О 7,62 1 2 20
Калибр концентратора, мм
Рис. 3. Зависимость температуры воздуха на носовой части корпуса
и лобового сопротивления ЛА от калибра концентратора (скорость 1000 м/с), графики в виде сплошных линий - температура воздуха в носовой части и лобовое сопротивление зенитной управляемой ракеты; графики в виде пунктира - температура воздуха
в носовой части и лобовое сопротивление управляемого снаряда; графики в виде точек - температура воздуха в носовой части и лобовое
сопротивление многоцелевой ракеты
В настоящее время ведутся работы по оптимизации описанного метода по различным параметрам: калибр концентратора, его удлинение, угол установки относительно продольной оси ракеты направляющего ствола концентратора и многие другие. Только после проведения оптимизационных расчетов возможно утверждать об истинной целесообразности
применения способа концентрирования лобового сопротивления и аэродинамического нагрева. Но даже на данном этапе эффективность снижения лобового сопротивления позволяет говорить о высоком потенциале и больших возможностях данного способа.
Рис. 4. Зависимость температуры воздуха на носовой части корпуса
и лобового сопротивления многоцелевой ракеты от расстояния (скорость 1000 м/с), нижний график - температура воздуха в носовой части ЛА; верхний график - лобовое сопротивление ЛА
Стоит отметить, что выбранный диапазон значений исследуемых скоростей не позволяет отразить весь потенциал концентрирования лобового сопротивления и аэродинамического нагрева. Максимальную эффективность данного способа возможно получить при М=10.. .20.
Список литературы
1. Ветров В.В. Физические основы устройства и функционирования стрелково-пушечного артиллерийского и ракетного оружия. 4.II. Физические основы устройства и функционирования ракетного оружия: учебник для вузов / под. ред. проф. В.В. Ветрова и проф. В.П. Строгалева. Тула: Изд-во ТулГУ, 2007. 784 с.
2. Новиков В.Н., Авхимович Б.М., Вейтин В.Е. Основы устройства и конструирования летательных аппаратов. М.: Машиностроение, 1991. 368 с.
3. Дмитриевский А.А. Внешняя баллистика. М.: Машиностроение, 1979. 479 с.
4. Калугин В.Т., Голубев А.Г. Аэродинамика. М.: Изд-во МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2010. 687 с.
5. Краснов Н.Ф. Аэродинамика. Ч. 1. Основы теории. Аэродинамика профиля и крыла. М.: Либроком, 2010. 498 с.
M. V. Kurchanov, I. Yu. Obuhov
REDUCING OF HEAD RESISTANCE AND AERODYNAMIC HEATING OF HIGH SPEED AIRCRAFTS
The article describes the way to reduce head resistance and aerodynamic heating of high speed aircrafts by creating a zone of low pressure to the nose cone by concentration compression shock. There are results of modeling the flow of different classes rockets, and recommendations to the use of this method in the text.
Key words: head resistance, aerodynamic heating, concentrator, compression shock.
Получено 17.10.12
УДК 531.58
Е.Н. Патрикова, канд. техн. наук, доц.,(4872) 35-18-69, spv@tsu.tula.ru (Россия, Тула, ТулГУ)
МАТЕМАТИЧЕСКОЕ МОДЕЛИРОВАНИЕ ПРОЦЕССА ФУНКЦИОНИРОВАНИЯ ТАБЕЛЬНОГО ОРУЖИЯ В РЕЖИМЕ НЕЛЕТАЛЬНОГО ДЕЙСТВИЯ
Представлены результаты математического моделирования процесса функционирования табельного оружия в дополнительном режиме нелетального действия с использованием специальных надульных устройств, обеспечивающих надежность работы автоматики оружия и выполнение требований по травмобезопасности.
Ключевые слова: специальное устройство, нелетальное действие, травмобе-зопасность, легкодеформируемая пуля, штатное оружие.
Современная концепция применения огнестрельного оружия сотрудниками силовых структур состоит в нейтрализации (избегая термина «уничтожение») атакующего или группы атакующих в соответствии с существующим законодательством. Закон предусматривает нанесение наименьшего вреда нападающему, но никак не его смерти. Данные положения требуют достаточно высокого уровня психологической подготовки и владения навыками производства выстрела.
В настоящее время основной тенденцией в организации стрелковой подготовки личного состава правоохранительных органов является стремление максимально приблизить условия проведения учебно-тренировочных боев к условиям реального огневого контакта. Непременным требованием при этом является возможность ведения стрельбы "на поражение".
