CC BY
78
УДК 533.696.7
В.В. Ветров, д-р техн. наук, проф., (4872) 35-18-79, [email protected] Е.М. Костяной, асп., (4872) 35-18-79, [email protected] (Россия,Тула, ТулГУ)
СНИЖЕНИЕ АЭРОДИНАМИЧЕСКОГО СОПРОТИВЛЕНИЯ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА ЗА СЧЕТ ПРИМЕНЕНИЯ ГОЛОВНОГО ВДУВА
Рассмотрен способ снижения аэродинамического сопротивления летательного аппарата (ПА), связанный с вдувом сверхзвуковой газовой струи из носовой части в набегающий поток. Обозначены принятые допугцения и ограничения. Представлены основные результаты исследования.
Ключевые слова: аэродинамическое сопротивление, головной вдув,
противотяга.
Специфика ЛА, движущихся в плотных слоях атмосферы и имеющих продолжительный пассивный участок полета, заключается в том, что энергозатраты на лобовое сопротивление отличаются существенной неоднородностью, обусловленной как профилем скорости с большим градиентом, так и переменными по высоте параметрами атмосферы. Характерным примером таких ЛА могут являться артиллерийские управляемые снаряды (АУС), для которых потери энергии на преодоление аэродинамического сопротивления за первые 15 - 20 с полета соизмеримы с потерями на лобовое сопротивление за весь последующий полет. В связи с этим обретает актуальность локальное (на протяжении первых 15-20 с полета) активное воздействие на аэродинамические характеристики летательного аппарата (ЛА), позволяющее сократить необратимые потери энергии на преодоление силы лобового сопротивления.
Одним из нетривиальных для данного класса Л А путей такого воздействия является вдув газовой струи из носовой части навстречу набегающему сверхзвуковому потоку [1]. Следует отметить, что снижение аэродинамического сопротивления не является самоцелью и направлено, применительно к рассматриваемому типу ЛА, прежде всего на увеличение дальности полета, поэтому основную цель проводимых исследований можно сформулировать следующим образом: повышение дальности полета АУС за счет применения головного вдува.
В качестве инструмента для газодинамического расчета выбран разработанный на кафедре «Ракетостроение» ТулГУ программный комплекс Оаз2. Как показали предварительные исследования, результаты численного моделирования процесса взаимодействия встречных газовых потоков и обтекаемого тела существенно зависят от параметров расчета, в связи с
чем значительное внимание было уделено тестированию программного комплекса [1].
Показано, что устойчивость течения зависит от параметров взаимодействия, в качестве которых в работе [2] выступали N - отношение полного давления в струе к давлению торможения во встречном потоке за отошедшей головной ударной волной и п - отношение статического давления на срезе сопла к статическому давлению невозмущенного потока (степень нерасчетности (недорасширения)). В ходе численного моделирования было подтверждено, что минимальные значения параметров взаимодействия, при которых формируется квазиустойчивый тип течения, соответствуют п=7 и N=300.
В результате комплексного тестирования программного комплекса доказано, что при правильном выборе размеров расчетной области, параметров расчетной сетки (не менее 20 ячеек квадратной формы на отверстие, через которое осуществляется вдув, в осесимметричной постановке) и модели турбулентности (к-е модель турбулентности) применяемая математическая модель (на основе системы уравнений Навье-Стокса) и используемый для ее реализации численный метод (метод крупных частиц) позволяют получать адекватные результаты как с качественной точки зрения, так и по количественным показателям [1]. Для внешнебаллистического расчета использовалась классическая система уравнений [3], численно реализованная с помощью метода Рунге-Кутта 4-го порядка в виде программы для ЭВМ.
В рамках вычислительного эксперимента по определению рациональных параметров вдува были приняты следующие ограничения:
- минимальные значения параметров взаимодействия не должны быть ниже п=7 и N=300, максимальное значение п=50 ограничено давлением в носовом газогенераторе (10 МПа);
- минимальный секундный массовый расход газа 0,05 кг/с ограничен возможностями вычислительной техники, максимальный - 0,1 кг/с определен габаритно-массовыми ограничениями, предъявляемыми к АУС;
- рассматриваемый скоростной диапазон 1,3 - 3 М сверху ограничен профилем скорости АУС и перспективами по увеличению дульной скорости, а снизу - возможностями вычислительной техники.
В результате проведения серии численных экспериментов получены зависимости коэффициента аэродинамического сопротивления от числа Маха (рис. 1). Причем для носовых частей с вдувом приведен так называемый результирующий коэффициент, учитывающий противотягу, создаваемую газовой струей. Головной вдув обеспечивает снижение аэродинамического сопротивления во всем рассматриваемом диапазоне скоростей. Это обусловлено тем, что мощный головной скачок уплотнения смещается вперед по потоку и трансформируется в систему скачков уплотнения, со-
стоящую (рис. 2) из головного 1, центрального струйного 2 и криволинейного 5 скачков. При этом формируются застойная область тороидальной формы с пониженным давлением 3 и области смешения 4. Однако эффективность вдува неодинакова на разных скоростях полета. Рассмотрим отдельно составляющую сопротивления, обусловленную аэродинамическим сопротивлением (результат интегрирования давления по поверхности обтекаемого тела), и составляющую, вызванную наличием противотяги.
Рис. 1. Зависимости от числа Маха коэффициента сопротивления и его составляющих для разных вариантов носовой части
Рис. 2. Распределение давления, скорости и ориентация векторов скорости для носовой части с головным вдувом
Аэродинамическая составляющая сопротивления по мере уменьшения скорости значительно снижается благодаря головному вдуву (см. рис.
1). Это обусловлено уменьшением энергии набегающего потока при сохранении энергии инжектируемой струи, что приводит к увеличению области влияния головного вдува.
Также следует отметить, что на малых сверхзвуковых скоростях полета после головного скачка уплотнения поток проходит больший путь, чем при высоких скоростях. При этом газ, двигаясь вдоль поверхности раздела, ускоряется, в то время как статическое давление в нем падает. Причем чем больший путь поток проходит, тем сильнее он ускоряется. В головном скачке уплотнения имеют место потери полного давления. Благодаря этому, даже если поток разгоняется до скорости, меньшей, чем скорость набегающего потока, статическое давление в нем может оказаться ниже, чем в невозмущенном потоке (см. рис. 2). По мере увеличения скорости полета этот эффект проявляется в меньшей степени, т.к. поток не успевает должным образом ускориться.
В результате можно сделать заключение, что среди рассмотренных вариантов головного вдува в диапазоне скоростей 1,3 - 2,5 М наиболее целесообразным является вдув со степенью недорасширения 7 и секундным массовым расходом 0,05 кг/с.
Для данного варианта рассмотрим влияние головного вдува на дальность полета. Продолжительность работы носового газогенератора и масса пиротехнического состава определялись исходя из продолжительности участка полета, на котором скорость больше 1,3 М, и составили соответственно 10 с и 0,5 кг. В случае баллистической траектории головной вдув обеспечивает прирост дальности 4 %. При комбинированной траектории с участком планирования приращение дальности составляет 5 % по сравнению с аналогичным вариантом без вдува.
Итогом проведенных исследований является разработанная методология моделирования движения ЛА с головным вдувом в плотных слоях атмосферы, а также количественные оценки приращения дальности полета и потребной для этого массы пиротехнического состава, позволяющие пополнить банк возможных решений, направленных на повышение баллистической эффективности АУС [4].
Список литературы
1. Костяной Е.М. Сверхзвуковая струя во встречном сверхзвуковом потоке // Сборник материалов 1У-й магистерской научно-технической конференции Тульского государственного университета. Тула: Изд-во ТулГУ, 2009. С. 312-313.
2. Свирщевский С.Б. Взаимодействие сверхзвуковых недорасширен-ных струй с встречным сверхзвуковым потоком // Матем. моделирование, 2001. Т. 13. №7. С. 3-10.
3. Физические основы устройства и функционирования стрелковопушечного и ракетного оружия: учебник для вузов. Часть II /под ред. проф. В.В. Ветрова и проф. В.П. Строгалева. Тула: Изд-во ТулГУ, 2007. 784 с.
4. Ветров В.В. Концепция повышения баллистической эффективности артиллерийских управляемых снарядов // Научные исследования в области транспортных, авиационных и космических систем «АКТ-2009»: труды X Всерос. науч.-техн. конференции и школы молодых ученых, аспирантов и студентов. Воронеж: ООО Фирма «Элист», 2009. С. 476 - 486.
V. V. Vetrov, E.M. Kostyanoi
REDUCING AERODYNAMIC DRAG OF AIRCRAFT AT THE EXPENSE OF HEAD INJECTION
It considers the way of reducing aerodynamic drag of aircraft, connected with injection of supersonic gas stream from the forebody in approach flow. The accepted assumptions and restrictions are designated. The main results of research are presented.
Key words: aerodynamic drag, head injection, revers trust.
УДК 621.455.3
M.B. Арсентьева, канд. техн. наук, инженер, (4872)35-18-79, mars [email protected] (Россия, Тула, ТулГУ)
ОПРЕДЕЛЕНИЕ КОЭФФИЦИЕНТА СОПРОТИВЛЕНИЯ ГОРЯЩИХ ЧАСТИЦ ВОСПЛАМЕНИТЕЛЬНОГО СОСТАВА В КАМЕРЕ РДТТ
В статье проведен анализ результатов численного моделирования обтекания сферических негорящих и горящих частиц воспламенительного состава в камере ракетного двигателя твердого топлива (РДТТ).
Ключевые слова: коэффициент сопротивления, горягцая частгща, ракетный двигатель твердого топлива.
При математическом моделировании течения двухфазного потока в воспламенительный период в камере ракетного двигателя твердого топлива (РДТТ) с целью учета действия силы аэродинамического сопротивления одним из важных вопросов является определение коэффициента сопротивления горящих и негорящих частиц.
Коэффициент сопротивления частицы Cd в случае несжимаемого потока является функцией числа Рейнольдса. В настоящее время существует большое число эмпирических зависимостей для расчета коэффициента сопротивления негорящих частиц.
