Режимы интерференции крыла и корпуса при сверхзвуковых скоростях полета Текст научной статьи по специальности «Механика и машиностроение»

УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ ЦА Г И

Том XIX 198 8 Мб

УДК 533.6.011.5/55 : 533.695

РЕЖИМЫ ИНТЕРФЕРЕНЦИИ КРЫЛА И КОРПУСА ПРИ СВЕРХЗВУКОВЫХ СКОРОСТЯХ ПОЛЕТА

Ю. И. Лобановский

Рассмотрено влияние изменения геометрии и/или параметров сверхзвукового набегающего потока на поляры модельных компоновок, представляющих собой комбинации корпуса с тонким крылом малого удлинения. Показано существование двух режимов интерференционного взаимодействия крыла и корпуса при больших сверхзвуковых скоростях полета, проявляющегося в асимметрии поляры. Определена граница, разделяющая эти режимы для рассмотренного класса компоновок.

Одной из перспективных схем гиперзвукового самолета является комбинация хорошо обтекаемого корпуса и тонкого крыла малого удлинения. Несмотря на то, что такой самолет при умеренных сверхзвуковых и малых скоростях полета будет вести себя как уже достаточно хорошо исследованные компоновки с крыльями малого удлинения, его характеристики на режимах полета, близких к крейсерскому, будут определяться нелинейными возмущениями, связанными с возникновением в поле течения интенсивных ударных волн. При этом средства создания подъемной силы и полезного объема становятся все более взаимозависимыми, так что все менее адекватным становится описание аэродинамических характеристик компоновки как суммы аэродинамических характеристик отдельных элементов летательного аппарата (ЛА) с существенно малой интерференцией между ними [1], что обычно предполагается при исследовании аэродинамических характеристик на меньших скоростях полета (см., например, [2]).

Целесообразным в этом случае становится рассмотрение в качестве исходного объекта исследования конфигураций, состоящих по крайней мере, из крыла и корпуса, геометрия которых максимально проста, но позволяет выявить основные закономерности, присущие типичным гиперзвуковым компоновкам. Полезна также несколько иная интерпретация термина «интерференция».

В соответствии с рассматриваемым подходом при числах Маха набегающего потока М00 = 2...8 исследуются интегральные аэродинамические характеристики восьми комбинаций треугольного крыла с корпусом, полученные в результате использования численного алгоритма расчета сверхзвукового невязкого обтекания трехмерных крылатых конфигураций, ориентированного на рассмотрение основных схем гиперзвуковых ЛА [3], а также в результате использования алгоритма расчета крылатых конических конфигураций {4]. Выбранные для исследования компоновки (рис. 1) сами по себе, как правило, не могут

рассматриваться как прототипы каких-либо реальных гиперзвуковых аппаратов, а представляют, в основном, интерес для выявления общих аэродинамических закономерностей, которые присущи данному классу объектов. Поэтому некоторые важные вопросы, такие как, например, продольная балансировка, очевидно, почти недостижимая для компоновки 1 (рис. 1), не рассматриваются.

Проведенные ранее сравнения расчетных и экспериментальных данных показали, что для компоновок рассматриваемого типа на исследуемых режимах полета, когда коэффициент подъемной силы су не превышает существенно сУор1 = су\к=ктах. можно полагать интегральный коэффициент трения Ср не зависящим от угла атаки. Влияние толщины крыла на подъемную силу компоновки пренебрежимо мало, а увеличение волнового сопротивления, которое можно учесть с помощью теории плоских сечений, также практически не зависит от угла атаки. Кроме того, в этих условиях поляры ЛА хорошо аппроксимируются квадратичными зависимостями, и возникающая при всех этих упрощениях погрешность не превышает 2—5% (см., например, [5, 6]).

Поэтому рассматриваются компоновки с бесконечно тонкими крыльями. При определении аэродинамических характеристик в качестве характерной площади выбрана площадь изолированного крыла 5, за характерный линейный размер взята длина корневой хорды крыла. Донное давление полагается равным давлению невозмущенного потока.

Угол стреловидности передней кромки крыла компоновок 1—6 — % = 70°, компоновок 7—8 — %=80°. Общей особенностью конфигураций 1—4 является то, что вершины крыла и корпуса у них совпадают, при этом длина корпуса компоновки 1 в 1,5 раза превышает длину корне-

вой хорды крыла, и равна ей в компоновках 2—4. Образующая носовой части корпуса конфигураций 1, 2, 5, 7, 8—парабола, хвостовая часть корпуса — цилиндрическая. Его поперечное сечение у всех конфигураций, кроме компоновки 6, — полукруг. Корпус компоновок 3, 4—полуконус. Длина носовой части корпуса конфигураций 1, 2, 5, 7 при выбранном способе введения безразмерных параметров — 0,9.

Компоновка 5 отличается от компоновки 1 тем, что крыло у нее передвинуто из крайне переднего в крайне заднее положение, так что практически вся носовая часть корпуса находится перед крылом. Геометрия конфигурации 6 наиболее усложнена, и, за исключением нулевой толщины крыла, соответствует экспериментальной модели, для которой при относительной толщине крыла с = 3% в диапазоне чисел Моо = 2—7 были проведены тщательные сравнения интегральных характеристик, полученных в результате численных расчетов и эксперимента, часть которых представлена в работе [3]. Среднеквадратичное отклонение расчетных и экспериментальных поляр не превышало 2—4%. Корпус компоновки 6 в 1,18 раза длиннее, чем у компоновок 1, 5, 7, 8 и образован половиной тела со степенной образующей с показателем 3/4, постепенно переходящего в полуцилиндр, а также клином, присоединенным к описываемому телу снизу.

Конфигурация 7 — аналог конфигурации 5, только сжатая в поперечном направлении с учетом вдвое меньшего угла стреловидности передней кромки крыла. Компоновка 8 имеет такое же крыло, как и компоновка 7, а удлинение ее носовой части равно удлинению носовых частей компоновок 1 и 5. Крыло компоновки 8 расположено относительно носовой части корпуса как у компоновок 5 и 7.

Коэффициент объема

где V — объем корпуса, одинаков у компоновок 1, 2, 3, 5, 7 и составляет т = 0,181, у компоновки 4 т = 0,069, у компоновки 6 х — 0,228, у компоновки 8 х = 0,143.

Следует отметить, что компоновка 4, представляющая собой комбинацию треугольного крыла с полуконусом, отличается особенностью, выделяющей ее из группы рассматриваемых компоновок. В целях установления соответствия между характеристиками конфигураций 1, 2, 3 и 5—8, в численной модели компоновки 4 были заложены свойства, не отражающие прямо свойств реальных течений. На поверхности по-луконуса не выполнялись условия непротекания (условия компланарности вектора скорости и вектора, параллельного образующей полуко-нуса). Они были заменены условиями компланарности вектора скорости на поверхности корпуса вектору, параллельному зеркальному отражению образующей полуконуса относительно его оси.

В этом случае, чем больше наклон поверхности, тем больше вектор скорости отклоняется не от оси симметрии компоновки, а поворачивается к ней, что приводит к возникновению не зон сжатия и ударных волн, а зон расширения и разрывов второго рода, вызванных обтеканием корпуса. Физической интерпретацией этих граничных условий может служить отсос потока со всей поверхности корпуса, тем более интенсивный, чем больший наклон к оси компоновки имеет данный элемент поверхности. Полезность введения такой, на первый взгляд, искусственной численной модели будет ясна из дальнейшего. Параллельно проводились численные расчеты обтекания компоновки 4 с обычными условиями непротекания на корпусе.

В данном исследовании основной интерес представляют не точные значения аэродинамических характеристик рассматриваемых компоновок, а основные тенденции изменения этих характеристик вследствие изменения геометрии компоновок и/или параметров набегающего потока. Поэтому результаты численных расчетов поляр при числах Маха набегающего потока Моо = 2...8 аппроксимировались с помощью квадратичных зависимостей, которые удобно представить следующим образом:

4 _

сх = °х0 + — + Всу , (1)

где знак минус соответствует прямой (в схеме низкоплана), а плюс — перевернутой (в схеме высокоплана) компоновкам. По линейной теории для плоской пластины А =с*, а для более сложных конфигураций эти величины близки. Коэффициент В показывает степень асимметрии поляры относительно оси сх:

В--

2су (с

(ех . )

\ ЛШ1П)

Таким образом, поляры с достаточно высокой степенью точности описываются тремя параметрами сХо, А, В. Для их анализа используем законы сверхзвукового — гиперзвукового подобия [7]. Введем параметр т — 5VМ^ 1 («сверхзвуковое удлинение крыла»), который в случае треугольных крыльев переходит в хорошо известный параметр подобия т = tgP'^/Mю — 1 > где Р— полуугол при вершине крыла (напомним, что длина его корневой хорды равна 1). Так как по линейной теории для плоской пластины со сверхзвуковыми передними кромками

га = 4

У 1ЛмГ=Г’

а несущие способности крыла и корпуса при больших сверхзвуковых скоростях становятся близкими, удобно ввести параметр, характеризующий относительную величину «отвала» поляры и определяемый по полной площади компоновки в плане:

АУ м А3 = -

4

где Бр — отношение площади компоновки в плане к площади крыла. Зависимости Аз(т) для компоновок 1—8 показаны на рис. 2.

По линейной теории у треугольной пластины со сверхзвуковыми передними кромками (т> 1) Лз=1. Наличие корпуса, не выходящего в плане за габариты крыла, приводит к росту этого параметра (кривые 2, 3 рис. 2, а). Так как несущие характеристики корпуса ниже, чем крыла, величина Лй(яг) у компоновки 1 с корпусом, выходящим за габариты крыла, меньше чем у компоновки 2 (кривые 1, 2 рис. 2, а), но различие между ними не очень значительно, особенно при т> 1. Уменьшение значений Аз{ш) при росте т (тп> 1) у компоновки 4 объясняется использованием на поверхности ее корпуса искусственных граничных условий.

Зависимости Ля(т) компоновок 5—8, геометрия которых в большей степени соответствует геометрии возможных гиперзвуковых ЛА, и в то же время заметно различна, достаточно близки между собой (кривые 5—8 рис. 2,6).

Вследствие несколько меньших несущих способностей корпуса, чем крыла, значения параметра Лв компоновок 5—8 уступают величинам Ав треугольной пластины (Лй=1 при гп> 1), но не более, чем на 10%, хотя площадь консолей составляет всего 36—45% от площади компоновок 5—8 в плане. Из этого следует, что при фиксированном числе М., для конфигураций типа 5—8 изменение коэффициента поляры А в первом приближении пропорционально изменению площади компоновки в плане. При этом уже нецелесообразно разделять при больших сверхзвуковых скоростях несущие характеристики отдельных элементов таких конфигураций и изучать их независимо друг от друга. Расплющивание корпуса, если оно не сопровождается чрезмерным ростом волнового сопротивления, приведет, как следует из изложенного выше, к росту максимального аэродинамического качества ^Шах гиперзвуковых компоновок.

Степень асимметрии поляры, характеризуемая параметром В, является, в отличие от величины коэффициента сх о, наименее изученной возможностью влиять на величину максимального аэродинамического качества гиперзвуковых ЛА, причем этот фактор, имеющий интерференционную природу, играет тем большую роль, чем выше значение Кшах компоновки. Зависимости В(т) представлены на рис. 3. Обращает на себя внимание качественное различие в их поведении у тех компоновок, вершины крыла и корпуса которых совпадают (компоновки 1—<?), и тех (компоновки 5—8), у которых носовая часть корпуса в основном располагается перед передней кромкой крыла. В первом случае наблюдается непрерывный рост параметра В при увеличении т, а во втором — первоначальное его уменьшение в дальнейшем сменяется увеличением. Отметим, что параметр В компоновки 4 (крыло с по-луконусом, на котором выполняются искусственные граничные условия) при увеличении т уменьшается.

Для комбинации треугольного крыла с полуконусом — простейшей идеализации гиперзвуковых компоновок — удалось проанализировать влияние геометрии я режима обтекания на интерференцию крыла и корпуса и, следовательно, на степень асимметрии поляр [8], а также выявить причины, ее порождающие ($]. В соответствии с представлениями, изложенными в работе [10], полуконус, расположенный* на нижней поверхности треугольного крыла, создает там конические зоны повышенного давления, приводящие к росту подъемной силы компоновки. Однако при этом растет и собственное сопротивление полуко-нуса, причем может преобладать то или иное влияниё [9]. Если влияние прироста сопротивления превосходит влияние увеличения подъемной силы на компоновке, то параметр асимметрии поляры В в приня-

ТЫХ обозначениях положителен И /Стах компоновки в схеме низкоплана больше, чем высокоплана. В противном случае ситуация обратная.

Используя параметры подобия т и (л=т:(м1—1)1/6, можно для комбинаций треугольной пластины и кругового полуконуса построить области интерференции, соответствующие упомянутым выше случаям взаимодействия конических крыла и корпуса [|8]. Зависимость параметра асимметрии В (т) для одной такой конфигурации — компоновки 3— показана на рис. 3, а (кривая 3). В рассмотренном диапазоне параметров функция В(т) непрерывно растет,, обращаясь в 0 при тп~ 1,55. Таким образом, компоновка 3 при яг<1,55 имеет большие значения /Стах в схеме высокоплана, а при т>1,55— в схеме низкоплана.

Обтекание корпуса, состоящего из оживальной носовой и цилиндрической «ли близкой к ней хвостовой частей, приводит к более сложной картине течения. Как известно, повышенное давление, возникшее на начальной части корпуса, при обтекании его сверхзвуковым потоком газа постепенно уменьшается и. уже на заключительном участке оживала возникает ограниченная характеристиками и поверхностью корпуса зона перерасширения, давление в которой заметно уменьшается. Только значительно ниже по потоку оно снова постепенно увеличивается. Наиболее наглядна описываемая картина обтекания при нулевом угле атаки (см., например, [11, 12]). Если крыло компоновки попадает в эту зону перерасширения, рассматриваемое интерференционное взаимодействие крыла и корпуса качественно меняется по сравнению с тем, что имеет место на конических конфигурациях.

У компоновок 1, 2 зоны сжатия, создаваемые носовой частью корпуса, качественно подобны зонам сжатия у конических конфигураций,

а зоны перерасширения занимают малую область в центре хвостовой части крыла. Поэтому поведение зависимостей В(т) у компоновок 1—3 качественно согласуется между собой (кривые 1—3 рис. 3, а), хотя количественные различия неизбежны вследствие заметного изменения геометрии компоновок. Изменение же граничных условий на поверхности полуконуса так, что вместо зоны сжатия он создает коническую зону расширения, моделируя течение в области соединения носовой и хвостовой частей трехмерных корпусов, вызывает противоположное поведение функции В(т) (кривая 4, рис. 3, а).

Размещение крыла таким образом, что при умеренных сверхзвуковых числах Моо оно в основном находится в зоне перерасширения обтекающего корпус потока (компоновки 5—8) приводит к аналогичным результатам (кривые 5—8 рис. 3,6 при 1). С ростом скорости полета головной скачок уплотнения приближается к поверхности корпуса й начинает пересекать переднюю кромку крыла, зона перерасширения сужается, и значительную часть крыла занимает зона сжатия, непосредственно примыкающая к головному скачку уплотнения. Уровни возмущений в зоне сжатия выше, чем в зоне перерасширения, и влияние зоны сжатия начинает доминировать над влиянием зоны перерасширения, определяя интерференционное взаимодействие корпуса .и крыла. При этом картина взаимодействия начинает походить на то, что имеет место у конических конфигураций (кривые 5—8 на рис. 3, б при т> 1,3).

Ясно, что как и в случае построения зон полезной интерференции для комбинаций треугольного крыла с полуконусом взаимодействие крыла и корпуса рассматриваемых компоновок определяется взаимным расположением крыла и зон возмущения, создаваемых корпусом. Поэтому для компоновок с крыльями, не отличающимися значительно по форме в плане от треугольных, параметрами, определяющими в первом приближении при фиксированном выносе носовой части корпуса режим интерференционного взаимодействия, будут параметры подобия т и (л.

Конечно, в отличие от простейшего конического случая, когда величины т. и |л при фиксированном числе Моо вполне определяют геометрию компоновки, а значит и интерференционное взаимодействие крыла и корпуса, в случае трехмерных конфигураций эти параметры не могут однозначно описать компоновку. Однако в классе рассматриваемых конфигураций, несмотря на все их индивидуальные геометрические различия, степень асимметрии поляры В, характеризующая интерференционное взаимодействие крыла и корпуса, как функция параметра т ведет себя сходно, что позволяет выделить 2 режима интерференции крыла и корпуса при сверхзвуковых скоростях полета (кривые 5—8 рис. 3,6). При m^l—1,3 у компоновок 5—8 доминирует влияние на крыло зоны перерасширения, как на конической компоновке 4 с искусственными граничными условиями, и значения функции В(т) уменьшаются при увеличении т. При 1—1,3 основную роль играет зона сжатия, и функция В(т) растет при увеличении т, как у конических и близких к ним компоновок.

Так как расширение потока связано с расхождением, а сжатие — со схождением линий тока, назовем эти режимы интерференции крыла и корпуса соответственно дивергентным и конвергентным.

На рис. 4 на плоскости параметров подобия т, (д, показаны области полезнной интерференции для комбинаций треугольного крыла с круговым полуконусом [8], а также результаты настоящей работы. Кривая Ri определяет границу области существования решений на плоскости

т, ц для конических конфигураций. Внутри области, окруженной штриховой границей I, максимальное аэродинамическое качество выше у крыла с полуконусом на его нижней поверхности, чем у перевернутой компоновки, вне справедливо обратное утверждение. Точки соответствуют результатам расчета трехмерных компоновок 5—8. Углы стреловидности передней кромки крыла и коэффициенты объема у них подобраны так, что данные, относящиеся к компоновкам 5 и 8, 6 и 7, соответственно ложатся в плоскости т,- ц на одни и те же кривые. Белые точки соответствуют дивергентному режиму интерференции, черные — конвергентному.

Несмотря на значительные отличия геометрии исследуемых компоновок, существует качественное согласование между зонами реализации того или иного режима интерференции. Граница II, разделяющая зоны интерференции для компоновок рассматриваемого типа, у которых крыло начинается за носовой частью корпуса, а»его поперечное сечение близко к полукругу, находится при т= 1—1,3 и ц = 0,2—0,4. Показанные на рис. 4 зоны интерференции , определяют на плоскости параметров т, ц, области, соответствующие двум качественно различным режимам интерференции крыла и корпуса. Поэтому изменения геометрии компоновки, такие как расплющивание или сжатие корпуса, введение носовых наплывов, изменение стреловидности задней кромки крыла на одном режиме интерференции могут привести вследствие изменения степени асимметрии поляры к росту максимального аэродинамического качества компоновки, а на другом — к его уменьшению, и при проведении подобных исследований важно знать, какой режим интерференции реализуется.

Из аппроксимационной формулы (1) следует:

а знаки минус и плюс относятся соответственно к прямой (в схеме низ-коплана) и перевернутой (в схеме высокоплана) компоновкам. Если число Рейнольдса, определенное по длине корневой хорды крыла и параметрам набегающего потока, равно 108, а пограничный слой

К,

Ко

(2)

шах —

1 + ВКо ’

где

полностью турбулентный, уровни максимального аэродинамического качества компоновок 5■—8 на рассмотренных режимах составляют 6—7, при этом, как следует из формулы (2) и рис. 3,6, интерференция крыла И корпуса может привести к изменению значений /Стах на (±0,5— 0,7). Отметим, что практически во всем исследованном диапазоне параметров интерференция для компоновок типа 5—8 в схеме низко-плана благоприятна (В(т)>0) и приводит к увеличению максимального аэродинамического качества.

ЛИТЕРАТУРА

1. Кюхеман Д. Аэродинамическое проектирование самолетов.—М.: Машиностроение, 1983.

2. Нилсен Дж. Аэродинамика управляемых снарядов. —М.: Обо-ронгиз, 1962.

3. Лобановский Ю. И. Численный алгоритм расчета сверхзвукового невязкого обтекания комбинаций крыла с корпусом. — Ученые записки ЦАГИ, 1987, т. 18, № 2.

4. Лобановский Ю. И. Расчет обтекания сверхзвуковым потоком невязкого газа крылатых конических тел. — Ученые записки ЦАГИ, 1980, т. 11, № 6.

5. Б е р л я н д А. Т., Бреусова Р. А., Келдыш В. В., Минай-л о с А. Н. Гипотеза плоских сечений для крыла конечного размаха при сверхзвуковых скоростях. — Ученые записки ЦАГИ, 1985, т. 16, № 2.

6. Лобановский Ю. И. Об аналитической аппроксимации поляры летательного аппарата при больших сверхзвуковых скоростях. — ВИМИ, деп. рук. № Д05572, 1983.

7. Van Dyke М. D. A study of hypersonic small-disturbance theory. — NACA Rep. N 1194, 1954.

8. Лобановский Ю. И. Максимальное аэродинамическое качество конических комбинаций крыла и корпуса при больших сверхзвуковых скоростях. — Изв. АН СССР, МЖГ, 1983, № 3.

9. Лобановский Ю. И. Влияние интерференции крыла и корпуса на максимальное аэродинамическое качество при сверхзвуковых скоростях. — Труды ЦАГИ, 1984, вып. 2215.

10. Ferri A., Clarke J. Н., Ting L. Favorable interference in lifting systems in supersonic flow. — J. Aeron. Sc., 1957, vol. 24, N 11.

11. Волков В. Ф., Жибинов С. Б., Колобов Б. П., Ч е р-нышева Р, Т., Я н е н к о Н. Н. Об опыте применения пакетной технологии для решения задач внешнего обтекания. — В сб.: Задачи аэродинамики тел пространственной конфигурации. — СО АН СССР, ИТПМ, Новосибирск, 1982.

12. Базжин А. П., Нерсесов Г. Г., Шитиков И. И. Расчет сверхзвукового обтекания приемника воздушного давления. — Ученые записки ЦАГИ, 1987, т. 18, № 4.

Рукопись поступим 27/V 1987 г.