CC BY
104
2006
НАУЧНЫЙ ВЕСТНИК МГТУ ГА серия Аэромеханика и прочность
№ 97
УДК 533.6.011
ВЛИЯНИЕ ФОРМЫ ГОЛОВНОЙ ЧАСТИ НА АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ СТАБИЛИЗИРУЮЩИХ УСТРОЙСТВ ПРИ ОТРЫВНОМ ОБТЕКАНИИ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ
ВТ. КАЛУГИН, В.Ю. СОБОЛЕВ
Экспериментально исследовано обтекание летательного аппарата с различными вариантами головных обтекателей и стабилизирующих устройств. Проведен анализ зависимости картины течения и аэродинамических коэффициентов от угла атаки, формы головной, кормовой частей и удлинения корпуса летательных аппаратов.
В настоящее время существует целый ряд летательных аппаратов (ЛА), функционирование стабилизирующих устройств которых может происходить в условиях их отрывного обтекания. К таким аппаратам относятся корректируемые артиллерийские снаряды на финальном участке траектории, гранаты подствольных гранатометов, сигнальные ракеты и т.д. Параметры потока в отрывных зонах и вблизи органов управления (ОУ) определяются в основном формой головной части, а также удлинением корпуса ЛА. Целью работы явилось экспериментальное исследование влияния геометрии аппарата на структуру течения около ОУ и их аэродинамические характеристики.
В ходе экспериментального исследования рассмотрено обтекание ЛА цилиндрической формы с различными вариантами головных обтекателей и стабилизирующих "юбок". В качестве головных частей аппарата использовались конические тела с углами полураствора от 45° до 90° и сегментальные тела диаметром от одного калибра до бесконечности (плоский торец). Хвостовые части представляли собой конические тормозные "юбки" с углами полураствора от 45° до 90° (диск). Сборная конструкция корпуса модели позволила варьировать его длину в ходе эксперимента от 0,1 до 4 калибров.
Исследования проводились на дозвуковой аэродинамической трубе замкнутого типа с открытой рабочей частью площадью 0,25 м2. Турбулентность потока в этой трубе составляет 0,15%. Основные испытания проводились при скорости набегающего потока 30 м/с, что соответствовало числу Рейнольдса, рассчитанному по диаметру цилиндра, равному 1,03* 105. Диапазон углов атаки а составил 0° - 30°.
Силовая нагрузка, действующая на ЛА, определялась при помощи тензометрических весов. В ходе исследования изменялись как углы атаки, так и геометрические параметры модели. Кроме того, при помощи метода шелковинок была проведена визуализация структуры течения на поверхности ЛА.
На основе проведенных исследований установлено, что на структуру обтекания ЛА со стабилизирующим устройством существенное влияние оказывает отрыв потока, формируемый головной частью. Наиболее сложная картина течения наблюдается для затупленного ЛА со стабилизирующей юбкой, имеющей большой угол полураствора. Для таких тел при а = 0° существуют два типа течения. Для больших удлинений корпуса (более трех калибров) наблюдаются две независимые области отрыва потока, вызванные носовой и хвостовой частями. В этом случае зоны возвратного течения расположены достаточно далеко друг от друга и поток, оторвавшийся на носке, успевает присоединиться. При малых удлинениях корпуса (менее трех калибров) существует единая зона отрывного течения, распространяющаяся на всю боковую поверхность корпуса. Это связано с тем, что при такой длине корпуса диск попадает в зону возмущений, вызванных отрывом потока в носовой части аппарата. Области возвратного течения у головной части и у стабилизатора объединяются в одну отрывную зону.
В случае заостренных обтекателей или тел малого радиуса затупления отрыв потока наблюдается лишь возле стабилизирующего устройства. Параметры отрывной зоны в этом случае определяются лишь удлинением корпуса и формой хвостовой части, картина течения в этом случае аналогична обтеканию прямого уступа. Если угол полураствора "юбки" таков, что отрыва потока не происходит, то в этом случае наблюдается безотрывное обтекание ЛА. Кроме того, и в случае затупленного головно-
го обтекателя, и малого угла полураствора стабилизирующего устройства наблюдается лишь одна отрывная зона в носовой части аппарата. Если удлинение корпуса мало, то это возвратное течение может занимать всю поверхность ЛА.
При увеличении угла атаки структура обтекания аппарата изменяется. Если угол атаки меньше 10°, то картина течения аналогична наблюдаемой на нулевом угле атаки, но интенсивность отрыва потока на подветренной части уменьшается, а на наветренной - увеличивается. При этом в зависимости от длины корпуса отрывная зона может распространяться на всю верхнюю часть аппарата. При а > 10° поток на нижней поверхности присоединяется, остается лишь верхняя единая отрывная зона, причем такая структура течения сохраняется и при больших удлинениях корпуса. Это связано с тем, что при таких а наблюдается отрыв потока с боковой поверхности корпуса, связанный лишь с наличием угла атаки. Полученные результаты хорошо согласуются с данными других авторов, приведенными в работах [1] и [2]. Примеры картин течения показаны на рис. 1.
Рис. 1. Примеры картин течения
Тензометрические исследования позволили выявить влияние геометрических характеристик компоновки на интегральные аэродинамические характеристики ЛА, в частности на продольную, нормальную силы и на момент тангажа. Наиболее характерные зависимости приведены на рис. 2. В случае затупленных головных частей и больших углов раствора "юбки" на графиках зависимостей коэффициента сх от удлинения корпуса при малых углах атаки в зоне малых удлинений наблюдается область локального минимума характеристики. Это связано с тем, что, как было сказано выше, при такой конфигурации ЛА отрывная зона распространяется на всю его боковую поверхность и стабилизирующее устройство работает в условиях пониженного давления в застойной зоне. С увеличением угла атаки размеры зоны локального минимума сокращаются, что связано с перетеканием воздуха на наветренную часть аппарата и соответствующим уменьшением зоны отрывного течения. Уменьшение угла полураствора (радиуса затупления) головной части такой компоновки также приводит к уменьшению размеров области отрыва потока и к соответствующему увеличению коэффициента продольной силы. Уменьшение угла полураствора хвостовой части, в свою очередь, несмотря на уменьшение зоны возвратного течения, приводит к уменьшению сопротивления ЛА в целом. Кроме того, для любой компоновки при L/d > 3 сопротивление аппарата практически не зависит от длины корпуса, что связано с постоянством картины течения и размеров отрывных зон.
А = 90°, д
/¿У* Я. = 4 5°, А = 90° / /
1/7 У/ ; ^ А 90°, Рю = 15 0 / ° Ас = 75°, Д, = 90°
/п / / А = 90 ■ До = 45°
ю
20
а,
0,5
0,3^-
п\
\\\ А = 7 5°, А = 9 )° А = 90°, А = \ 75°
V
\ .
\ А = 45°, До = 90° У-'"
""V \
90°, А = А = 90°, А = 90°
и<1
Рис. 2. Характерные зависимости аэродинамических коэффициентов (рк - угол полураствора головной части, Ью - угол полураствора хвостовой части)
Характер зависимости коэффициентов нормальной силы от угла атаки примерно одинаков для различных удлинений корпуса. С увеличением а наблюдается рост су. Величина коэффициента нормальной силы увеличивается не только за счет площади сечения, подвергающегося воздействию набегающего потока, но из-за структуры течения на наветренной части аппарата. При этом, чем интенсивней отрыв в верхней части корпуса, тем больше коэффициент нормальной силы.
С увеличением длины корпуса нормальная сила растет, что аналогично зависимости этой характеристики от угла атаки. Однако такой характер кривых наблюдается лишь до определенного момента. При больших удлинениях корпуса коэффициент су, напротив, начинает уменьшаться. В этом случае происходит перестройка структуры течения на наветренной части аппарата. Поток, оторвавшийся в носовой части корпуса, успевает присоединиться, создавая тем самым повышенное давление, что и приводит к сокращению нормальной силы. Но это справедливо лишь для малых углов атаки. При а > 20° коэффициент су не уменьшается при больших удлинениях корпуса. Структура течения в этом случае качественно не изменяется, поток на наветренной части аппарата остается оторвавшимся при всех длинах корпуса и величина нормальной силы определяется лишь площадью сечения, на которое действует набегающий поток. Впрочем, такой характер кривых наблюдается лишь для тел, у которых при больших удлинениях корпуса присутствуют две отрывные зоны. Коэффициент нормальной силы остальных конфигураций растет с увеличением угла атаки.
Кроме того, уменьшение угла полураствора хвостовой части аппарата или степени затупления его головного обтекателя приводит к увеличению коэффициента нормальной силы.
С увеличением а абсолютная величина коэффициента ш2 растет. Однако это увеличение не так велико, как можно было бы ожидать, более того, начиная с определенного момента, величина коэффициента остается примерно постоянной. Это связано с тем, что, хотя нормальная сила и возрастает, положение центра давления в связи с перестройкой структуры течения также изменяется, что и определяет характер зависимости ш2(а). При больших длинах корпуса, однако, величина момента постоянно растет. Полученные результаты хорошо согласуются с результатами расчетов [3], [4].
Заключение
Экспериментальные исследования показали, что на структуру обтекания и аэродинамические характеристики стабилизирующих органов управления, расположенных в кормовой части летательных аппаратов, существенное влияние оказывает форма головного обтекателя. При затупленной носовой части формируется отрывное течение, которое интерферирует с потоком возле ОУ, что приводит к общему срыву потока и существенно уменьшает тормозные и стабилизирующие свойства компоновки.
ЛИТЕРАТУРА
1. Koenig K., Griffin L.W., Vincent L.D. The cavity-like modes of axisymmetric flow past a plane-nosed cylinder with a concentric ring, AIAA Paper №86-1067, 1986.
2. Ota T. An axisymmetric separated and reattached flow on a longitudinal blunt circular cylinder, Transactions of the ASME, Journal of applied mechanics, June 1975.
3. Калугин В.Т., Соболев В.Ю. Аэродинамическое сопротивление стабилизирующих устройств при отрывных режимах обтекания летательных аппаратов // Научный Вестник МГТУ ГА, серия Аэромеханика и прочность, № 81, 2005.
4. Калугин В.Т., Соболев В.Ю. Математическое моделирование процессов дозвукового турбулентного обтекания стабилизирующих устройств летательных аппаратов в условиях отрыва потока // Вестник МГТУ им. Н.Э. Баумана. Сер. Машиностроение. - М., 2005. - № 2 (59).
THE INFLUENCE OF NOSE FORM TO STABILISING DEVICES AERODYNAMIC CHARACTERISTICS AT SEPARATION FLOW AROUND FLYING MACHINE
Kalugin V.T., Sobolev V.Yu.
Experimental research of a flow near flying body with various noses and stabilising devices has been carried out. Dependence of the flow structure and aerodynamic coefficients from an angle of attack, a form of a nose and an aft part and a body length has been analysed.
Сведения об авторах
Калугин Владимир Тимофеевич, 1949 г.р., окончил МВТУ им. Н.Э. Баумана (1972), доктор технических наук, профессор кафедры баллистики и аэродинамики МГТУ им. Н.Э. Баумана, автор более 200 научных работ, область научных интересов - аэрогазодинамика струйных и отрывных течений, проектирование органов управления полетом.
Соболев Вячеслав Юрьевич, 1981 г.р., окончил МГТУ им. Н.Э. Баумана (2004), аспирант кафедры баллистики и аэродинамики МГТУ им. Н.Э. Баумана, область научных интересов - управление процессами обтекания и аэродинамическими характеристиками летательных аппаратов.
