CC BY
66
2008
НАУЧНЫЙ ВЕСТНИК МГТУ ГА серия Аэромеханика и прочность
№ 125
КРАТКИЕ СООБЩЕНИЯ
УДК 533.6.011
ОСОБЕННОСТИ СВЕРХЗВУКОВОГО ОБТЕКАНИЯ ПОЛУКОЛЬЦЕВЫХ КРЫЛЬЕВ
С.Н. ВОРОПАЕВ, В Т. КАЛУГИН, П.А. ЧЕРНУХА
В работе представлены результаты вычислительного эксперимента сверхзвукового обтекания полукольцевых крыльев, в результате которого объяснен характер зависимости момента крена от формы передней кромки крыла и скорости набегающего потока. Получены картины обтекания консолей при различных конструктивных параметрах. Определена форма кромки, обеспечивающая безреверсивную по числу Маха характеристику момента крена.
Полукольцевые крылья (ПКК) и стабилизаторы находят широкое применение в авиационной, ракетно-артиллерийской и аэрокосмической технике, где актуальна компактность конструкции планера. Например, при зондировании планет, когда необходимо обеспечить доставку исследовательского оборудования, может быть использован один спускаемый модуль и множество компактно уложенных в нем ракет, запускаемых с определенной высоты при достаточно высокой для разлета на требуемую дальность начальной скорости.
Как правило, ПКК используются в качестве стабилизаторов и несущих поверхностей в проворачивающихся по крену летательных аппаратах (ЛА) либо аппаратах с вращающимся крыльевым блоком. Поэтому особое внимание при аэродинамическом проектировании уделяется определению момента крена, развиваемому ПКК. Характерной особенностью аэродинамических характеристик (АДХ) крена ПКК является их высокая чувствительность к таким геометрическим параметрам, как удлинение консолей, форма передней и задней кромок, способ укладки консолей в сочетании с числом Маха и углом атаки набегающего потока.
АДХ ПКК подробно исследованы экспериментально в рамках программы ТТСР [1] для специально разработанной тестовой модели ЛА (рис. 1). Имеется также ряд опубликованных работ американского аэрокосмического агентства (КЛ8Л) и Редстоунского арсенала, среди которых можно выделить [2, 3, 4]. В работах [1, 2, 3] представлен обширный экспериментальный материал, а в [4] выполнено обобщение линейной теории крыла конечного размаха на случай криволинейной поверхности крыла. Одним из основных результатов вышеперечисленных исследований является близость аэродинамических производных коэффициентов нормальной силы и продольного момента по углу атаки соответствующим коэффициентам компоновок, оснащенных плоскими крыльями с эквивалентной формой крыла в плане. Данный вывод подтверждается рис. 2, где приведены зависимости производной коэффициента нормальной силы для базовой компоновки [1], полученные экспериментально, по методике, основанной на линейной теории [5] и реализованной в версии вычислительной программы "КБточмаш им. А. Э. Нудельмана" для плоских крыльев, а также по результатам численного моделирования работы [6]. Однако наиболее важный результат, полученный в перечисленных работах, состоит в обнаружении сложной зависимости момента крена от геометрических параметров ПКК и режима обтекания.
Рис. 1. Схема модельного ЛА, Рис. 2. Сравнение результатов расчета производной
оснащенного ПКК коэффициента нормальной силы компоновки TTCP
В работе [6] было проведено численное исследование обтекания тестовой модели ТТСР со схемой расположения консолей типа "капуста" [1] с использованием метода Годунова [7]. Авторами был применен оригинальный метод построения расчетной сетки вокруг тела вращения оснащенного ПКК, заключающийся в закрутке узлов сетки в соответствии с кривизной консолей. Были получены АДХ компоновки, которые хорошо соответствуют экспериментальным данным [1], и подтверждено положение о наличии у модели с ПКК момента крена при нулевом угле атаки и реверсе момента крена при числах Маха, не превышающих 1,8. Очевидно, что наличие реверса усложняет требования к системе управления ЛА необходимостью проведения мероприятий по его учету либо предотвращению. Поэтому актуальным является поиск решений, уменьшающих это негативное явление.
В настоящем исследовании рассмотрено влияние формы передней кромки ПКК на креновые характеристики компоновки. А именно, рассмотрены передние кромки двух типов: кромка со скосом на вогнутой стороне консоли и кромка со скосом на выпуклой стороне. В качестве метода исследования были приняты численный метод и алгоритм построения расчетной сетки работы [6], адаптированный для рассматриваемой геометрии консолей. Были приняты также основные допущения относительно невязкого характера обтекания, справедливые в случае малых углов атаки. Поскольку передняя кромка имеет малое заострение, и, следовательно, вызывает малые возмущения в потоке, которые в случае применения конечно-разностных схем первого порядка могут быть сильно искажены диссипативными свойствами схемы, к расчетному методу предъявляются повышенные требования по точности. Поэтому в работе применен второй порядок аппроксимации уравнений Эйлера.
На рис. 3, 4 приведены изобары (р=р/р¥) на поверхностях консолей ПКК для рассмотренных вариантов передней кромки при числе Маха равном 1,3. Из рисунков видно, что при заострении кромки в сторону вогнутости консоли, возмущения, вызываемые ею в потоке, достигают противоположной консоли и приводят к формированию на ней зоны повышенного давления, создающей момент крена противоположного направления по отношению к моменту, создаваемому передней кромкой, так называемую реверсивную компоненту момента.
Рис. 3. Изобары обтекания ПКК с передней Рис. 4. Изобары обтекания ПКК с передней
кромкой на вогнутой части; число М = 1,3 кромкой на выпуклой части; число М = 1,3
Заостренная в сторону выпуклости консоли (рис. 5) передняя кромка также создает область сжатия, но ее интенсивность невелика, и реверсивная компонента момента крена тоже. На рис. 5, 6 приведены соответствующие результаты при числе Маха равном 2. Из рисунков видно, что в обоих случаях волны сжатия достигают соседней консоли ближе к ее задней кромке и не оказывают заметного влияния на ее интегральные характеристики.
На рис. 7 иллюстрированы зависимости коэффициента крена для двух рассмотренных конфигураций полукольцевого крыла, а также компоновки с плоским крылом эквивалентной формы в плане. Как видно из графика, применение передней кромки, заостренной в сторону выпуклости консоли, позволяет заметно уменьшить реверс момента крена.
Таким образом, на основе численного исследования АДХ тестовой модели летательного аппарата, оснащенного ПКК, найдена форма передней кромки крыла, минимизирующая реверсивную составляющую момента крена в диапазоне малых сверхзвуковых скоростей.
Рис. 5. Изобары обтекания ПКК с передней Рис. 6. Изобары обтекания ПКК с передней
кромкой на вогнутой части; число М = 2 кромкой на выпуклой части; число М = 2
Рис.7. Зависимости коэффициента момента крена от числа М при различных конфигурациях передней кромки
ЛИТЕРАТУРА
1. Ваг-Haim B., Seginert A. Aerodynamics of Wraparound Fins // J. of. spacecrafts and rockets, vol. 20, №. 4, July-August
1983.
2. Allen Jerry M., Watson Carolyn B. Experimental Study at Low Supersonic Speeds of a Missile Concept Having Opposing Wraparound Tails // NASA TM 4582. Nov. 1994.
3. Dahlke C. W. The Aerodynamic Characteristics of Wraparound tins at Mach Numbers of 0.3 to 3.0. Technical Report RD-77-4, U.S. Army Missile Command, Redstone Arsenal, Alabama, October 1976.
4. Wilks B. L. Aerodynamics of Wraparound Fins in Supersonic Flow, TR-AMR-SS-06-15, U.S. Army Missile Command, Redstone Arsenal, Alabama, April 2006.
5. Лебедев А. А., Чернобровкин Л. С. Динамика полета беспилотных летательных аппаратов. - М.: Машиностроение,
1973.
6. Калугин В. Т., Наумов А. В., Чернуха П. А. Аэродинамический расчет полукольцевых стабилизаторов летательных аппаратов при сверхзвуковых скоростях обтекания // М.: Оборон. Техника, 2007. № 3 - 4.
7. Годунов С. К. Численное решение многомерных задач газовой динамики. - М.: Наука, 1976.
PARTICULAR QUALITIES OF SUPERSONIC FLOW AROUND HALF RING WING
Voropayev S. N., Kalugin V. T., Chernukha P.A.
The theoretic study of ‘wraparound fin - body’ configuration roll moment features have been done. The leading edge spatial sketch influence on the aerodynamic characteristics of the considered configuration was established. The configuration found that provide minimal roll moment reversal component.
Сведения об авторах
Воропаев Сергей Николаевич, 1966 г.р., окончил МГТУ им. Н.Э. Баумана (1989), начальник теоретического отдела ФГУП "КБточмаш им. А. Э. Нудельмана", автор более 10 научных работ, область научных интересов - аэробаллистическое проектирование и управление летательными аппаратами.
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 250 научных работ, область научных интересов - аэрогазодинамика струйных и отрывных течений, проектирование органов управления полетом.
Чернуха Полина Алексеевна, окончила МГТУ им. Н.Э. Баумана (2001), кандидат технических наук, доцент кафедры баллистики и аэродинамики МГТУ им. Н.Э. Баумана, автор более 20 научных работ, область научных интересов - отрывные, струйные течения и управление процессами обтекания летательных аппаратов.
