Влияние крыла на характеристики подкрыльевого плоского воздухозаборника Текст научной статьи по специальности «Механика и машиностроение»

УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ ЦАГИ

Том XXV 1994 №1-2

УДК 629.7.015.3:533.695 629.7.015.3.036:533.697.2

ВЛИЯНИЕ КРЫЛА НА ХАРАКТЕРИСТИКИ ПОДКРЫЛЬЕВОГО ПЛОСКОГО ВОЗДУХОЗАБОРНИКА

С. М. Босняков, В. П. Старухин, А. Ф. Чевагин

Рассмотрено влияние пространственности обтекания клина торможения конечной ширины, ограниченного боковыми щеками, а также пограничного слоя треугольного крыла на характеристики сверхзвукового подкрыльевого воздухозаборника. Представлены данные о значительной зависимости характеристик воздухозаборника от по1раничного слоя крыла. Расчетом и экспериментом показано, что пространственность обсекания клина торможения и конфигурация боковых щек слабо влияют на расходные характеристики воздухозаборника с йоАо - 4 ■

1. Для компоновок современных летательных аппаратов (ЛА), предназначенных для больших сверхзвуковых и гйперзвуковых скоростей полета, характерна высокая степень интеграции силовой установки (СУ) с планером ЛА. В таких компоновках нижняя поверхность носовой части ЛА играет роль первой ступени поверхности торможения воздухозаборника. Вследствие этого конфигурация носовой части ЛА и по1раничный слой, нарастающий на ее нижней поверхности перед входом в воздухозаборник, оказывают заметное влияние на характеристики воздухозаборника, а следовательно, и всей СУ. Поэтому при формировании облика и выборе размерности силовой установки ЛА необходимо уметь оценить это влияние.

В задачах выбора, оптимизации геометрии и расчета характеристик подкрыльевого воздухозаборника основное значение имеют параметры потока перед входом в воздухозаборник под нижней поверхностью ЛА.

Поэтому при проведении расчетных или экспериментальных работ для этих целей можно использовать упрощенные модели, в которых моделируется только конфигурация нижней поверхности планера ЛА и мотогондолы, а форма верхней поверхности принимается простейшей, например плоской.

Ближе всего этим целям отвечает модель, представляющая собой пластину, формой в плане соответствующую конфигурации планера

ДА, с установленным под ее нижней поверхностью воздухозаборником. Такая конфигурация модели и была выбрана для проведения расчетных и экспериментальных исследований характеристик воздухозаборника в компоновке на ЛА.

Основные задачи, решавшиеся в процессе этих исследований, — это влияние пространственности обтекания, возникающей вследствие конечной ширины плоского воздухозаборника, и пограничного слоя, нарастающего на нижней поверхности треугольного крыла, на характеристики плоского подкрыльевого воздухозаборника.

2. Для определения расчетным путем пространственного обтекания и внешних характеристик воздухозаборника в подкрылье вой компоновке с учетом пограничного слоя, нарастающего на нижней поверхности крыла, была разработана программа, основанная на использовании комплекса программ 5Р1ШТ и гипотезы плоских сечений для расчета изменения параметров пограничного слоя в поперечном направлении.

Комплекс программ БРЬШТ рассчитывает пространственное обтекание конфигураций сложной формы на сверхзвуковых режимах полета. Решается задача Коши для замкнутой безразмерной Х-гипер-болической системы уравнений Эйлера, дополненной уравнением Бернулли. Система уравнений в правой прямоугольной системе координат записывается в виде

с!А йВ (1С .

— + — + — = 0,

11х (1у

где

' Р« ' ' ри ' ' рад '

А = Р + Р«2 ; В = рии 2 ; С = ритм

рт р + ри pvw

, риви , , Р»® у ,р + ри>2у

или в интегральной форме

§^А(1хс1у + Вс11(Ьс + СсЬсёу = 0.

Для решения используется стационарный аналог метода Годунова [1]. Расчетная сетка строится с учетом особенностей как геометрии задачи, так и реализующегося течения. Для повышения точности выделяются скачки уплотнения от крыла и от клина торможения воздухозаборника. Расчетная сетка при этом адаптирована к форме скачков. Вопросы конкретной реализации указанного алгоритма подробно изложены в работе [2]. В данной статье укажем на некоторые особенности.

Общий вид рассматриваемой конфигурации представлен на рис. 1. Можно вьщелить два основных элемента: крыло и воздухозаборник. Программа организована с использованием метода последовательного счета [3]. Крыло может иметь достаточно произвольную фор-

а

**>

Х,ж X

Рис. 1. Схема компоновки с подкрыльевым воздухозаборником

х-сопяі

а) схема обтекания крыла с тупой кромкой

х-сопяі

б) схема обтекания крыла сострдй іозбукобой кромкой

Рис. 3. Варианты разбиения поля течения на подобласти

му как в плане, так и в поперечном сечении. Воздухозаборник характеризуется либо наличием, либо отсутствием боковых щек. В зависимости от типа крыла и воздухозаборника проводится разбиение расчетной области на подобласти (рис. 2 и 3). Процедура последовательного счета реализуется с использованием двухшагового алгоритма: на первом шаге проводится расчет крыла, а на втором — изолированного воздухозаборника в неравномерном поле потока около крыла. По окончании второго шага проводится стыковка решений путем упорядочивания массивов чисел в ОЗУ ЭВМ, которая позволяет рассматривать задачу как единое целое.

В основу алгоритма учета вытесняющего воздействия пограничного слоя положен метод эффективных длин [4], базирующийся на условии неизменности толщины потери импульса в области перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный и в областях со скачкооб-

6) схема обтекания крым с острой сберхзбукобой кромкой

Рис. 2. Схема разбиения расчетной области на подобласти

разным изменением параметров внешнего потока; для течения со скачками уплотнения использование этого метода было предложено и нашло экспериментальное подтверждение в работе [5]. В данной программе метод [4, 5] реализуется в рамках гипотезы плоских сечений, что позволяет, кроме расчета нарастания пограничного слоя по длине модели, учесть и изменение толщины пограничного слоя по размаху крыла. Возможность использования такого способа была показана экспериментально в работе [6].

Влияние вязкости на величину коэффициента расхода воздуха оценивалось путем расчета относительной площади толщины вытеснения пограничного слоя во входном сечении канала, определяемой как -

/1. =-2-, где /1. — площадь, занимаемая толщиной вытеснения, 5 *11 8

= ‘ ьо ~ площадь входного сечения канала воздухозаборника

(рис. 4, 5). Площадь 7^. определялась на основании расчетных значений 5*, определенных в центральном сечении воздухозаборника (в плоскости симметрии) и в боковом сечении вдоль боковой щеки. При этом предполагалось, что изменение величин 5* от центрального сечения к боковому происходит по линейному закону (см. рис. 5). Расчет характеристик пограничного слоя проводился для параметров невозмущенного течения, соответствующих параметрам потока в аэродинамической трубе.

Влияние пограничного слоя на уменьшение коэффициента расхода оценивалось путем введения поправки на относительную площадь тол-

(

щины вытеснения / = /о 1—— = /о-/пс> гДе /о — коэффициент

1

V 11У

расхода, определенный без учета вязкости. Такая оценка влияния вязкости применима для случая равномерного потока по всему сечению 1—1, что справедливо для режимов Мте < Мр. Для режимов М,*, > Мр, когда в сечении 1—1 поток становится неравномерным, такая оценка влияния вязкости становится неприемлемой.

Наибольший интерес представляют результаты расчета коэффициентов расхода воздуха, так как они в конечном счете определяют размеры воздухозаборника в компоновке на летательном аппарате исходя из задачи обеспечения силовой установки потребными количествами воздуха. Кроме того, расчетные значения величины коэффициента расхода можно непосредственно сравнить с результатами эксперимента по определению внутренних характеристик воздухозаборника, так как в эксперименте, так же как и в расчете, коэффициенты расхода определяются только внешней геометрией воздухозаборника и расчетной картиной внешнего обтекания.

Уровень же коэффициента восстановления полного давления, определяемый в процессе эксперимента, зависит не только от внешней геометрии воздухозаборника, но и от геометрии внутреннего канала и в рамках данной программы не может быть определен расчетным путем.

ЩК0 2,8Ь.0 3,Чк0 2ДЬ0 3,05П0 Щ6Ь.„

8„ -7,5 ^ Ч а; 1 ^ * Л» * С; «а*,

, Полные щеки ^ Частично ерезанні ющеки I р|— у іг^Г-

Вез щек/ »рч

К' 3

Схема учета влияния Вязкости

■ ь

«! 6*

Рис. 5. Геометрия воздухозаборника

3. Разработанная программа была применена для расчета характеристик конкретной модели плоского воздухозаборника с горизонтальным клином, располагаемого под треугольным крылом с углом стреловидности по передней кромке х = 80°, при параметрах набегающего невозмущенного потока, соответствующих условиям экспериментального исследования характеристик этой модели в аэродинамической трубе. Геометрия расчетной модели полностью идентична геометрии модели, использованной для проведения экспериментальных исследований (см. рис. 4). Это позволило, кроме получения расчетных данных о влиянии пространственности обтекания воздухозаборника и пограничного слоя, нарастающего на поверхностях крыла и клина торможения, осуществить сравнение результатов расчета с экспериментальными результатами. Экспериментальные исследования этой моде-

ли воздухозаборника были проведены в аэродинамической трубе СВС-2 ЦАГИ в диапазоне чисел М = 4...6 и углов атаки а = 0...5°. Соответствующие этим числам М значения чисел Ле, рассчитанные по параметрам невозмущенного потока, изменялись в пределах (5... 8)-106.

Соотношение между шириной Ь0 и высотой Л0 исследованного воздухозаборника равнялось 60/й0 =4:1. В качестве поверхности торможения использовался трехступенчатый клин с углами излома образующей 01 = 7,5°, 02 = 15° и 0з = 27,5° (рис. 5). Геометрия поверхности торможения воздухозаборника соответствует изолированному воздухозаборнику, у которого скачки уплотнения от изломов сходятся на передней кромке обечайки при скорости набегающего потока, соответствующей числу М = 5,3 (Мр = 5,3,/р = 1). Для подкрыльевого

воздухозаборника, работающего в поле предварительно заторможенного под крылом потока, это соответствует числу Мда набегающего на крыло невозмущенного потока, равному 6, и углу атаки, равному 5'.

Для исследования влияния пространственности обтекания рассматривался воздухозаборник с тремя вариантами боковых щек: 1-й — полные щеки, срезанные по линии скачка уплотнения от первой ступени клина торможения при М = 5,3; 2-й — срезанные щеки по линии скачка уплотнения от третьей ступени при М = 5,3; 3-й — без щек до плоскости входа воздухозаборника. Расчеты были проведены в диапазоне чисел М = 6 + 2,5 и углов атаки а = 0 + 5°. Таким образом, просчитаны режимы работы воздухозаборника, соответствующие режимам как Мм < Мр, так и несколько больше Мр.

4. На рис. 6 приведены кривые изменения коэффициента расхода по числам М для различных вариантов боковых щек без учета вязкости. Приводимые данные, расчета показывают, что для воздухозаборника с Ь0/И0 = 4 пространственность обтекания плоского воздухозаборника, вызываемая различной конфигурацией боковых щек, оказывает очень слабое влияние на величину коэффициента расхода воздуха. Так, при переходе от полных щек к щекам, срезанным по линии скачка уплбтнения от последней ступени поверхности тор-

Рис. 6. Зависимости коэффициентов расхода воздуха от числа Маха для различных типов боковых щек. Сравнение расчета и эксперимента

можения, на режимах Мда ^ Мр коэффициент расхода уменьшается всего на 1,5 -г- 2%.

Переход к варианту без щек практически не приводит к дополнительному уменьшению коэффициента расхода. На режимах Ми >Мр, в данном случае при Мм =5,5 и 6, степень уменьшения

коэффициента расхода несколько увеличивается, достигая 2-5-3%.

Таким образом, для плоских воздухозаборников конечной ширины, ширина которых превышает высоту не менее чем в четыре раза, наличие боковых щек, призванных обеспечивать гаюскопараллельность течения на входе в воздухозаборник, не является необходимостью. Отсутствие боковых щек вдоль всей длины внешнего участка поверхности торможения вплоть до плоскости передней кромки обечайки воздухозаборника практически не приводит к уменьшению коэффициента расхода воздуха.

Результаты расчетной оценки влияния пограничного слоя приведены на рис. 7. Видно, что вязкость оказывает существенно более сильное влияние на коэффициент расхода, чем конфигурация боковых щек; коэффициент расхода при Ми = 5 + 4 за счет пограничного слоя, нарастающего на поверхности крыла и клина торможения с суммарным углом 0К =27,5°, уменьшается на 20-1-15%. При этом необходимо иметь в виду, что при меньших значениях суммарного угла 0К уменьшение коэффициента расхода за счет влияния пограничного слоя будет проявляться в меньшей степени. Это объясняется тем, что в этом случае площадь вытеснения пограничного слоя в сечении 1—1 будет занимать меньшую долю, чем при большем значении угла 0К.

В связи с тем что расчет пограничного слоя и учет его влияния на коэффициент расхода осуществляются приближенным способом (хотя и основанным на ранее проведенных экспериментальных исследованиях [6]), критерием справедливости принятой методики учета вязкости должна быть сходимость результатов расчета с результатами экс-

Рис. 7. Влияние вязкости на коэффициент расхода воздуха

перимента. Сравнение результатов эксперимента и расчета проведено на рис. 7. Видно, что результаты расчета вполне удовлетворительно соответствуют результатам эксперимента.

5. Представляет интерес выделить влияние собственно тираничного слоя крыла из суммарного влияния пограничного слоя, нарастающего на поверхностях крыла и клина торможения подкрыльевого воздухозаборника. На рис. 7 сравниваются экспериментальные значения коэффициентов расхода, определенные с влиянием пограничного слоя крыла и без него. Влияние пограничного слоя крыла в эксперименте исключалось путем отодвижения воздухозаборника от поверхности крыла за пределы высоты пограничного слоя, наросшего на крыле перед началом поверхности торможения воздухозаборника. Результаты эксперимента демонстрируют заметное ухудшающее влияние пограничного слоя на поверхности крыла, составляющее около половины общего влияния вязкости на коэффициент расхода.

Очевидно, что самым эффективным способом уменьшения влияния этого пограничного слоя является полное или частичное предотвращение его попадания в воздухозаборник путем отодвижения воздухозаборника от поверхности крыла. При отодвижении воздухозаборника за пределы пограничного слоя крыла, т. е. на высоту, большую или равную толщине пограничного слоя, будет полностью исключено его влияние. Однако отодвижение воздухозаборника от поверхности крыла приводит к увеличению миделя летательного аппарата и, следовательно, к возрастанию его волнового сопротивления. Поэтому при определении потребной величины отодвижения воздухозаборника от поверхности крыла желательно найти компромисс между улучшением его характеристик и возрастанием волнового сопротивления всего ЛА.

Учитывая нелинейный характер профиля скоростей в пограничном слое, можно предположить, что, по-видимому, достаточно отсечь наиболее заторможенную часть пограничного слоя, несущую в себе основную долю потерь кинетической энергии и вследствие этого наиболее сильно ухудшающую характеристики воздухозаборника. Дальнейшее отодвижение не будет приводить к заметному улучшению его характеристик.

На рис. 8 приведены зависимости относительной площади вытеснения пограничного слоя крыла в сечении, близком к плоскости

кр

входа в воздухозаборник, от расстояния воздухозаборника от поверхности крыла, отнесенного к толщине пограничного слоя на поверхности крыла 5кр в плоскости симметрии у передней кромки поверхности торможения. •

Видно, что значения /1. уменьшаются наиболее значительно при

кр .

отодвижении воздухозаборника на 0,5 + 0,6 толщины по1раничного слоя на крыле. Отсюда следует, что для нейтрализации основного ухудшающего влияния пограничного слоя крыла (на 80 ч- 90%) на внутренние характеристики воздухозаборника достаточно отодвигать воздухозаборник на высоту АЛ =0,5-5- 0,б5кр.

Рис. 8. Зависимость относительной площади вытеснения пограничного слоя крыла перед воздухозаборником от относительной высоты ото движения воздухозаборника от крыла ДЛ = дй / бкр

Рис. 9. Изменение коэффициентов расхода воздуха д/п с и восстановления полного давления д7П С от относительной величины ото движения воздухозаборника от крыла /Л

Это подтверждается и результатами экспериментального исследования внутренних характеристик рассматриваемой модели плоского воздухозаборника, которые также показали, что при таких отодви-жениях ухудшающее влияние тираничного слоя крыла на коэффициенты расхода и восстановления полного давления воздухозаборника уменьшается на 80 + 95 % (рис. 9). Окончательно вопрос об определении оптимального расстояния воздухозаборника от поверхности крыла для каждой конкретной компоновки ЛЛ должен решаться с учетом изменения и сопротивления компоновки на основании расчета летно-тенических характеристик всего летательного аппарата.

ЛИТЕРАТУРА

1. Г о д у н о в С. К. Численное решение многомерных задач газовой динамики,—М.: Наука, 1976.

2. Босняков С. М., Михайлов С. В., Я ц к е в и ч Н. С.

Расчет пространственного обтекания плоского сверхзвукового воздухозаборника при наличии углов атаки и скольжения // Ученые записки ЦАГИ.-1989. Т. 20, № 6.

3. Коваленко В. В., Кравцов А. Н. Метод расчета обтекания интерферирующих тел при сверхзвуковых скоростях // Ученые записки ЦАГИ.-1987. Т. 18, № 3.

4. Р е п и к Е. У. Приближенный расчет турбулентного пограничного слоя в сжимаемой жидкости при наличии градиента давления // Тех. отчеты ЦАГИ.-1960. Вып. 147.

5. С т а р у х и н В. П., Тарышкин А. Г. Экспериментальное исследование турбулентного пограничного слоя в сверхзвуковом потоке на плоских тормозящих поверхностях сверхзвуковых воздухозаборников с изломом образующих // Ученые записки ЦАГИ.—1975. Т. 6, № 4.

6. Старухин В. П., Т а р ы ш к и н А. Г. Исследование параметров пограничного слоя перед входом плоского сверхзвукового воздухозаборника, установленного под поверхностью треугольной пластины // Ученые записки ЦАГИ,—1982. Т. 13, № 2.

Рукопись поступила 19/Х 1992 г.