CC BY
165
Том XXXVI
УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ ЦАГИ 2 00 5
№ 1 — 2
УДК 629.735.33.015.3:533.695
АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ СВЕРХЗВУКОВОГО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА С ВРД И УЛУЧШЕННОЙ ФОРМОЙ ПЛАНЕРА
А. А. ГУБАНОВ, В. В. КОВАЛЕНКО, Т. М. ПРИТУЛО
Проведены численные исследования обтекания сверхзвуковым потоком воздуха комбинации треугольного крыла с корпусом и расположенным под ним воздухозаборником воздушно-реактивного двигателя (ВРД). Показано, что использование эффекта благоприятной интерференции между элементами планера и воздухозаборником ВРД позволяет значительно улучшить аэродинамическое качество всего летательного аппарата (ЛА). Рассмотрен вопрос о создании вертикальных килей путем отклонения вниз концов крыла, что значительно повышает путевую устойчивость без потерь в величине подъемной силы. Удачный выбор ориентации воздухозаборника и расположение его в области сильно сжатого воздуха за скачком уплотнения также улучшают аэродинамические характеристики представленной конфигурации.
Данная работа посвящена численному исследованию обтекания компоновки перспективного сверхзвукового ЛА, представляющего собой крыло треугольной формы в плане с расположенным на его нижней поверхности фюзеляжем. Под фюзеляжем располагается воздухозаборник конического типа, нижняя поверхность которого повторяет контуры поверхности фюзеляжа. Концы крыла отогнуты вниз, что вызывает поджатие потока на нижней поверхности крыла, создает дополнительный прирост давления в направлении потока, а также и существенно повышает путевую устойчивость. Базисная часть компоновки (вариант без килей и воздухозаборника) исследовалась ранее [1], при этом ряд несложных деформаций фюзеляжа и крыла [2] позволил значительно повысить аэродинамическое качество предложенной конфигурации. При разработке новой конфигурации принимались в расчет эффекты благоприятной интерференции. Данная работа является продолжением начатых ранее исследований по вопросам оптимизации сверхзвуковых ЛА, но в более усложненном и приближенном к реальности варианте.
1. Постановка задачи. Повышение аэродинамического качества сверхзвукового летательного аппарата является одной из важнейших задач аэродинамики. Немаловажную роль в процессе оптимизации ЛА с целью улучшения его летных характеристик играет разработка такой формы всей конфигурации и отдельных частей планера и воздухозаборников, при которых добавление силовой установки почти не снижает, а порой и повышает величину аэродинамического качества. Таких обнадеживающих результатов позволяет добиться учет эффектов благоприятной интерференции, создаваемых крылом, фюзеляжем и воздухозаборником
[3].
Рассматриваемая компоновка отличается тем, что перед установкой воздухозаборника была проведена оптимизация формы планера. Впервые явление благоприятного взаимодействия крыла с фюзеляжем было отмечено Ферри [4] при исследовании сверхзвуковых режимов обтекания. При оптимизации компоновки «крыло — фюзеляж» сначала рассматривалось крыло с полуконусом, присоединенным к его нижней поверхности. В данном случае, в соответствии с
результатами работы [5], можно ожидать большего увеличения аэродинамического качества за счет полезной интерференции крыла с корпусом по сравнению с другими вариантами. Передние кромки крыла располагались на границах поверхности создаваемого этим конусом скачка уплотнения.
В работе [6] показано, что максимальная степень полезной интерференции реализуется в том случае, когда и крыло, и фюзеляж имеют звуковые задние кромки, т. е. кромки совпадают с линией распространения слабых возмущений. Но полученная при таких расчетах конфигурация является не совсем удобной с конструкторской точки зрения. Тем не менее, она может использоваться в качестве носовой части сверхзвукового летательного аппарата. На рис. 1 эта высокоэффективная часть \ I конфигурации обозначена как область I и ограничивается
Рис 1 Общий вид передними кромками и звуковой линией ABCDE. В дальнейшем
оптимизированной модели крыла с было найдено рациональное продолжение рассматриваемой
корпусом компоновки «крыло — корпус» вниз по потоку. Коническая
поверхность корпуса при этом переходила в цилиндрическую, а образующая полученного цилиндра выбиралась параллельной линии пересечения консолей крыла с вертикальной плоскостью симметрии. Форма фюзеляжа в дальнейшем оптимизировалась путем варьирования углов наклона элементов его поверхности по отношению к скорости набегающего потока.
После обширных численных исследований и экспериментов, проведенных в аэродинамических трубах, в качестве базовой конфигурации была выбрана компоновка, общий вид которой изображен на рис. 1. Рисунок представляет собой вид в плане, где выделены три характерные области. Примыкающая к передним кромкам область I уже была описана выше. Ниже по потоку (области II и III) поверхность фюзеляжа будет продолжена цилиндром. Область II ограничивается рассчитанной по поверхности конуса звуковой линией BCD и отрезками характеристических прямых FB и FD, которые выделяют не влияющую на полуконус часть поверхности крыла. Область III характеризуется увеличением угла наклона поверхности фюзеляжа вниз по потоку. Геометрические параметры компоновки, представленной на этом рисунке, следующие: угол стреловидности по передней кромке х = 70°, угол V-образности у = -15°, полуугол раствора конуса 5 = 10°. Число Маха набегающего потока, использованное при выборе геометрических параметров, Мш = 4.
2. Оптимизация конфигурации «крыло — корпус — вертикальное оперение». Следует отметить, что у компоновки с фюзеляжем, полностью расположенным под крылом, наблюдаются значительные скосы потока вблизи передних кромок крыла на нижней его поверхности. При положительных углах атаки вектор скорости здесь отклоняется к кромкам по отношению к направлению вектора скорости в невозмущенном течении. Это связано с тем, что поток в этих областях существенно заторможен, и поэтому величины статического давления становятся выше, чем в невозмущенном течении. Отклонение части этого потока вертикально установленными поверхностями (килями) вызовет дополнительное поджатие и создаст, таким образом, дополнительную подъемную силу на некоторых участках нижней поверхности крыла. Поворотом относительно вертикальной оси можно выбрать оптимальный угол установки этих поверхностей, создавая при этом на внутренних поверхностях килей прирост давления или, иначе говоря, дополнительную тягу двигателя. Точные решения задач обтекания широкого класса пространственных тел (треугольного или скользящего крыла с концевой перегородкой, направленной параллельно набегающему потоку) представлены в работе [7]. Было отмечено, что возникающие в результате интерференции местные давления в области двух взаимопересекающихся скользящих крыльев намного превосходят давления на изолированном крыле. Экспериментальное исследование указанного явления в некотором диапазоне параметров вблизи точного решения представлено в работе [8], где изучено влияние образующихся зон повышенного давления на аэродинамические характеристики крыльев с изломом поверхности.
Рис. 2. Пример расчета поля давления в сечении, где располагается вход в воздухозаборник
В предлагаемых в настоящей работе численных исследованиях варьировалась также и площадь отклоняемой части консоли. Были рассмотрены два варианта относительной площади килей
^ ^кил/^конс Здесь *^кил площадь
вертикального киля, а £конс — площадь консоли крыла.
В первом случае величина S = 10.56%, а во втором — S = 5.28%, т. е. вдвое меньше. Второй вариант оказался предпочтительнее [9], поскольку в первом варианте из-за отклонения значительной части несущей
поверхности происходит, по-видимому, потеря подъемной силы. Сохранять участки крыла, расположенные далее килей от плоскости симметрии, нецелесообразно, поскольку давление на них вследствие влияния килей будет уменьшаться. Таким образом,
предлагаемые вертикальные кили не только улучшают путевую устойчивость и позволяют обеспечить управляемость компоновки в канале рыскания, но и не создают дополнительных потерь.
Наоборот, установка килей
сопровождается приращением
аэродинамического качества.
3. Интеграция оптимизированной компоновки «крыло — корпус» с воздухозаборником воздушно-
реактивного двигателя. При обтекании рассматриваемой компоновки под положительным углом атаки вблизи нижней поверхности фюзеляжа формируется область сильно сжатого и при этом практически равномерного потока. Этот эффект позволяет значительно улучшить характеристики располагаемого в этой области
воздухозаборника. На рис. 2 представлен пример расчета поля давлений р/рш в плоскости входа воздухозаборника. Контуры самого воздухозаборника представлены на данном рисунке штриховой линией. Видно, что воздухозаборник действительно попадает в зону повышенного (р/рш ~ 1.85) и почти равномерного давления. На рис. 3 картина течения представлена в виде линий равных значений местного числа Маха. Результаты получены для сечения X = 0.675Ь (Ь — длина компоновки), числа Мш = 4 и угла атаки а = 5°. В области расположения входа воздухозаборника, показанного, как и на предыдущем рисунке, штриховой линией, местное число М потока меняется в пределах от 3.45 до 3.5.
Рис. 3. Расчет поля течения в виде линий равного значения местного числа М„
М = 4
а° 0.01 1 2 3 4 6 8 10
Ки 2.42 5.33 6.52 6.9 6.72 6.01 5.1 4.45
К 2.17 4.93 6.335 6.84 6.79 6.1 5.28 4.57
АК -10.23% -7.5% -2.88% -0.8% 1% 1.5% 3.64% 2.76%
Общий вид исследуемой конфигурации с воздухозаборником и с килями меньшей площади представлен на рис. 4, а. При общей длине модели Ь = 400 мм входное сечение воздухозаборника располагается на отметке X = 270 мм, его боковые стенки имеют высоту 20 мм и отстоят на 30 мм от вертикальной плоскости симметрии; нижняя поверхность воздухозаборника и гондолы двигателя эквидистантно повторяет форму фюзеляжа. Для сравнения здесь же представлена первоначальная базовая компоновка без килей и воздухозаборника (рис. 4, б).
Оказалось, что установка воздухозаборника мало влияет на величину аэродинамического качества разработанной оптимальной конфигурации. Лишь при а = 0 значение К (К — величина аэродинамического качества с учетом трения) падает на 10%, затем величина К модели с воздухозаборником растет и при а > 4° даже начинает превосходить аэродинамическое качество компоновки «крыло — фюзеляж» без воздухозаборника. Эти характеристики подробно представлены в табл. 1, где а — угол атаки крыла, Ки — аэродинамическое качество изолированной конфигурации «крыло — фюзеляж» (без воздухозаборника), К — аэродинамическое качество компоновки с воздухозаборником и гондолой ВРД, а АК = [(К - Ки)/Ки] 100 % — выраженная
в процентах относительная величина приращения аэродинамического качества.
Расчеты были проведены для чисел Мш = 4, 5, 6 при числе Рейнольдса Re = 2 • 107, вычисленном по всей длине компоновки. На рис. 5 представлены зависимости аэродинамического качества К от коэффициента подъемной силы с , вычисленного в
скоростной системе координат. В качестве характерной площади при определении коэффициента Су^ используется площадь компоновки в плане (за вычетом площади отклоненных килей)
і^пл = 53280.3 мм2. Углы атаки при расчетах варьировались от 0 до 10°. Видно, что с ростом числа М значение максимального аэродинамического качества меняется мало (см. табл. 2). К тому же, происходит смещение точки экстремума на графике, поскольку с ростом числа М
аэродинамическое качество достигает своего максимального значения при меньшей величине коэффициента подъемной силы суа (здесь и на двух
последующих рисунках результаты расчетов для числа Мш = 4 представлены сплошной линией, для Мш = 5 — штриховой, а для Мш = 6 — пунктирной линией).
Площадь входа воздухозаборника данной компоновки ^вх = 1200 мм2, и относительная площадь
К
а) б)
Рис. 5. Расчет величины аэродинамического качества К = /(суа) для различньРМН4ЧЄЩий вид исследуеМх к
Т аблица 2
а) с йВДуяоМборником и килями; б) базовой оптимиКфов аї
нфиТуращ
5
ной ковфигу >аци6.6рылс
- корпус
6
0.95
0.70
% % 'ч
*ч# X ч ч ч ч Ч
\ ч ч ч Ч(
м 4.0 5.0 6.0
\
Рис. 6. График зависимости коэффициента расхода воздухозаборника / по углу атаки а
Рис. 7. График изменения коэффициента восстановления полного давления в потоке по углу атаки а
входа ^вх = (^вх/^пл) 100% = 2.25%. Несмотря на небольшие относительные размеры
воздухозаборника, за счет предварительного сжатия потока удается достичь довольно высоких значений массового расхода воздуха через двигатели (коэффициент расхода воздухозаборника / = 1.45 при Мш = 4, а = 4° и / = 1,75 при Мш = 6, а = 4°).
Расчеты аэродинамических характеристик ЛА с воздухозаборником и гондолой двигателя проводились с применением формул работы [3], учитывающих влияние протоков воздуха через двигатели. При этом предполагалось, что ось выходного сопла двигателя параллельна строительной горизонтали, которая проходит вдоль линии пересечения нижних поверхностей консолей крыла.
На рис. 6 — 8 представлены графики
зависимостей параметров возмущенного потока в области расположения воздухозаборника от угла атаки а.
На рис. 6 приведены результаты расчетов
коэффициента расхода воздухозаборника /. Видно, что функция Да) имеет почти линейный характер. Коэффициент расхода достаточно высок, поскольку воздухозаборник полностью располагается в области возмущенного потока. На рис. 7 представлены графики изменения осредненного по площади входа воздухозаборника коэффициента восстановления полного давления в местном потоке, представляющего собой отношение осредненного по площади входа воздухозаборника полного давления в возмущенном потоке
к полному давлению в невозмущенной области течения: vсp = р0ср/р0<ю. На рис. 8 приведены величины среднего значения числа Мср на входе в воздухозаборник. Коэффициент восстановления полного давления vсp с ростом угла атаки падает тем быстрее, чем больше значение числа Мш. При нулевом угле атаки параметр VI;], мало меняется с ростом числа Мш.
Анализ полученных данных показывает, что в рассматриваемой компоновке благодаря предварительному поджатию потока за скачком уплотнения удается значительно улучшить
01 2345678
Рис. 8. График изменения среднего значения числа Мср на входе в воздухозаборник по углу атаки а
параметры потока на входе в воздухозаборник, что приводит к увеличению коэффициента расхода воздухозаборника f более, чем в 1.5 раза, а коэффициента восстановления полного давления v — на 15% по сравнению с лобовым воздухозаборником, располагаемым в области невозмущенного набегающего потока. Коэффициент расхода воздухозаборника вычислен непосредственно путем интегрирования местных значений расхода по площади входа воздухозаборника, и соответствующие значения коэффициента f представлены на рис. 6. Для оценки коэффициента восстановления полного давлениятспользовалась стандартная зависимость ЦАГИ — ЦИАМ для воздухозаборников внешнего сжатия от числа Маха vCT(M), см., например, [10], и осредненные параметры потока в плоскости входа воздухозаборника — отношение полного давления в области расположения воздухозаборника к полному давлению в невозмущенном потокеу ср (по данным, приведенным на рис. 7) и число Мср (по рис. 8). Поскольку воздухозаборник в рассматриваемой компоновке находится в области предварительно заторможенного потока, с числом Мср < Мш,
потери полного давления в этом воздухозаборнике будут примерно соответствовать величине vCT(Mcp) > v ст(Мш). Для расчета коэффициента восстановления воздухозаборника в компоновке в целом при этом необходимо также учесть потери в головном скачке уплотнения, вызванном обтеканием компоновки «крыло — фюзеляж», которые характеризуются величиной v^. Формула для расчета коэффициента восстановления полного давления воздухозаборника в этом случае будет иметь вид: v = v^v^M^). Коэффициент восстановления полного давления изолированного воздухозаборника, расположенного в невозмущенной области потока, принимается равным
vro ^т(М»).
Расчеты были проведены с помощью численного интегрирования системы трехмерных стационарных уравнений Эйлера с применением условно устойчивой конечно-разностной схемы Мак-Кормака [11] второго порядка точности. Эта двухшаговая маршевая схема не всегда обладает хорошими характеристиками работоспособности, что, в свою очередь, является следствием ее простоты, координатной универсальности и повышенной точности. Поэтому при создании вычислительной программы [12] были применены специальные алгоритмы монотонизации решения, учитывающие случаи расчета острых кромок крыльев и изломов поверхности. Также выполнен специальный расчет на выделенном головном скачке уплотнения. Все расчеты сопровождались инженерной оценкой вклада сил трения в общее сопротивление конфигурации.
Проведенные исследования позволяют сделать вывод о значительной роли благоприятной интерференции элементов планера и воздухозаборника. Указанные интерференционные эффекты позволяют существенно улучшить характеристики воздухозаборника с сохранением высокого уровня аэродинамического качества, полученного при оптимизации форм фюзеляжа, крыла и вертикальных килей сверхзвукового летательного аппарата.
Работа выполнена при финансовой поддержке Российского фонда фундаментальных исследований (проект 02-01-00757).
ЛИТЕРАТУРА
1. Притуло Т. М., Хлевной В. В., Яковлева В. А. Оптимизация конфигурации крыло — фюзеляж с использованием полезной интерференции при сверхзвуковых скоростях // Ученые записки ЦАГИ. — 1995. Т. XXVI, № 3 — 4.
2. Притуло Т. М., Таковицкий С. А. Оптимизация поверхности треугольного крыла путем ее простейших деформаций //Ученые записки ЦАГИ. — 1996. Т. XXVII, № 3 — 4.
3. Губанов А. А., Притуло М. Ф., Ручьев В. М. О минимуме сопротивления летательного аппарата с учетом протока воздуха через двигатель // ТВФ. — 1982, № 2 — 3.
4. Ferri A., Clarke J., Ting L. Favorable interference in lifting systems in supersonic flow // J. Aeron. Sci. 24. — 1957, N 11.
5. Goldsmith E. L., Cook F. N. Half-body and wing combinations in supersonic flow: a review of some principles and possibilities // R. @ M. — 1965, N 3528.
6. Притуло Т. М. Оптимальные формы волнолетов с полуконусом на нижней поверхности // Труды ЦАГИ. — 1995. Вып. 2575.
7. Голубинский А. И., Иванов А. Н. Некоторые точные решения задачи обтекания скользящего крыла с перегородкой сверхзвуковым и гиперзвуковым потоком //
Изв. АН СССР, МЖГ. — 1966, № 1.
8. Голубкин В. Н., Михайлов В. И. Интерференция скачков уплотнения на крыле с перегородкой при гиперзвуковых скоростях // Изв. АН СССР, МЖГ. — 1992, № 3.
9. Притуло Т. М., Коваленко В. В. Оптимизация конфигурации «крыло — фюзеляж — вертикальное оперение» в сверхзвуковом потоке // Ученые записки ЦАГИ. — 1999. T. XXX, № 1 — 2.
10. Аэродинамика, устойчивость и управляемость сверхзвуковых самолетов / Под ред. Г. С. Бюшгенса. — М.: Наука. Физматлит. — 1998.
11. McCormack R. W. The effect of viscosity in hypervelocity impact cratering // AIAA Рap. 69-354. — 1969.
12. Kovalenko V. V., Khlevnoy V. V. Complex of computer codes for calculating the supersonic flow over vehicles. Proceedings of the Second Sino-Russian Symposium on Aerodynamics. Beijing, Chinese Aeronautics and Astronautics Establishment. — 1992.
Рукопись поступила 15/II1999 г. Переработанный вариант поступил 5/III2004 г.
