Интерференционная концепция аэродинамического проектирования эффективных гиперзвуковых компоновок

Том XL V

УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ ЦАГИ

2014

№ 4

УДК 533.6.01/629.7.01

интерференционная концепция аэродинамического проектирования эффективных гиперзвуковых компоновок

Ю. И. ЛОБАНОВСКИЙ

Изложена интерференционная концепция аэродинамического проектирования гиперзвуковых летательных аппаратов (ГЛА), позволившая разработать новый тип компоновок с большим аэродинамическим качеством.

При испытаниях в аэродинамической трубе модели такой компоновки с коэффициентом объема, характерным для аппаратов на криогенном топливе, при числах Маха М = 7 — 10 и числах Рейнольдса порядка нескольких миллионов получено максимальное качество Ктах = 5.7 — 5.6, что в зависимости от числа М на 10 — 30% выше, чем у известных аэродинамических форм. При этом в отличие от известных конфигураций ее аэродинамическое качество не уменьшается с ростом числа М. При М > 7 и натурных числах Яе крейсерское аэродинамическое качество таких компоновок может достигать уровня Ктах = 7. При малых и умеренных сверхзвуковых скоростях аэродинамические характеристики предлагаемых конфигураций близки к характеристикам типичных комбинаций корпуса с крылом малого удлинения.

Ключевые слова: гиперзвуковой летательный аппарат, крыло, корпус, объем, волнолет, подъемная сила, аэродинамическое сопротивление, аэродинамическое качество, режимы обтекания.

введение

В начале второго десятилетия XXI века снова возник интерес к высокоскоростным полетам в атмосфере. Сейчас на первый план выходят проблемы, связанные с созданием летательных аппаратов, способных совершать длительный гиперзвуковой полет в атмосфере, а не аэрокосмических носителей. Тем не менее, многие научно-технические проблемы, возникающие при разработке таких ГЛА, были ключевыми и ранее. Одна из них — поиск компоновок, имеющих максимальное аэродинамическое качество. Этот параметр является одним из ключевых при полете с любыми скоростями, особенно для летательных аппаратов с большой дальностью или радиусом действия [1]. Не менее важен он и для аэрокосмических носителей [2, 3].

Большая часть современных программ перспективных ГЛА посвящена, в первую очередь, созданию и отработке их силовых установок. Пожалуй, только программа Falcon в какой-то мере нацелена на поиск эффективных гиперзвуковых компоновок как таковых. Однако она основывается на концепции волнолета [4, 5], модифицированной позднее путем перехода от форм, опирающихся на плоские скачки уплотнения, к формам, построенным на основе течений за коническими скачками [6, 7].

i

«ж ^

ЛОБАНОВСКИИ Юрий Иоасафович

кандидат физико-математических наук, ведущий инженер, ОАО «Корпорация Иркут»

1. преимущества и недостатки волнолетов

Волнолеты, считающиеся сейчас на Западе, судя по программам X-51 WaveRider и Falcon, наиболее перспективными гиперзвуковыми компоновками [8], — это конфигурации, у которых при некоторых расчетных условиях присоединенная ударная волна располагается снизу между передними кромками [4 — 7]. Объемы у них создают не только волновое сопротивление, но и подъемную силу, что в определенных случаях приводит к росту гиперзвукового Kmax, а также к тому, что величина Kmax слабо зависит от числа Маха. Но, хотя волнолет может обеспечивать более высокое гиперзвуковое аэродинамическое качество, еще в 1980-е годы в ЦАГИ было показано, что выполнение только этого условия во многих случаях недостаточно.

Особенности, присущие волнолетам, серьезно затрудняют, а иногда и полностью исключают возможность их непосредственного применения в аэродинамическом проектировании реальных ГЛА. Высокие уровни Kmax волнолетов, полученные в расчетах и пока в полной мере не подтвержденные в эксперименте, достигаются при относительно малых коэффициентах объема т = V2/3/S [7], где V — объем корпуса, S — площадь крыла или конфигурации в плане, а при его росте до величин, характерных для гиперзвуковых самолетов, уровни Kmax волнолетов существенно уменьшаются.

Объемы у волнолетов сравнительно равномерно распределяются по всей несущей поверхности, что особенно неудобно для размещения баков с криогенным топливом низкой плотности, на которые может приходиться большая часть внутренних объемов ГЛА. Это приведет к тому, что при одинаковом количестве топлива объем волнолетной компоновки будет больше, чем у классической комбинации крыла с корпусом, что еще более усложнит проблему достижения вол-нолетом высокого Kmax.

Существенно большие трудности при использовании волнолетных компоновок возникнут с донным сопротивлением (особенно на трансзвуковых скоростях), так как вследствие указанного выше распределения объемов донные поверхности у волнолетов располагаются вдоль всего размаха и их невозможно заполнить выхлопной струей двигателя, как у комбинаций крыла и корпуса. Модификация волнолета с целью устранения его дна приводит к заметному уменьшению его объема. Нерешенной проблемой остается также обеспечение приемлемых характеристик продольной, боковой статической устойчивости и управляемости волнолетов как на транс-, так и дозвуковых скоростях полета.

2. аэродинамические типы дальних самолетов

На диаграмме, предложенной Д. Кюхеманом (рис. 1), три известных (существующих и гипотетических) типа аэродинамической компоновки дальних самолетов классифицируются по их положению на плоскости M, 0.5b/L, где M —число Маха крейсерского полета, b — размах летательного аппарата, L — его длина [1]. Область, соответствующая дозвуковым магистральным самолетам, обозначена на рисунке индексом A, сверхзвуковым крейсерским самолетам (Ту-144, Concorde, XB-70, SR-71) — индексом B, волнолетам — индексом C. Последняя область D будет описана ниже.

Для дозвуковых самолетов (M < 1) характерны достаточно большие значения b/L из-за их крыльев большого удлинения. При этом стараются избегать сколько-нибудь заметного влияния

ударных волн. Разница между сверхзвуковыми и гиперзвуковыми компоновками характеризуется их различным положением относительно линии

0.5(M2 — 1)b/L = 1.

Сверхзвуковые конфигурации с крылом малого удлинения, располагаясь слева от этой линии, имеют номинально дозвуковые кромки и создают слабые ударные волны. Условия взлета и посадки ограничивают отношение 0.5b/L снизу величиной, близкой к 0.2 [1]. Поэтому с ростом числа М даже при неизменной

0.5М,

А\. s

D

0 0.6 0. К 1 2 4 6 8 10 15 M

Рис. 1. Классификация основных типов дальних самолетов

геометрии тип обтекания аппарата по необходимости изменяется, и в поле течения возникают интенсивные ударные волны. Отсюда следует, что эффективные гиперзвуковые компоновки должны проектироваться на основании иных принципов, чем сверхзвуковые, и это приводит к попыткам практического использования волнолетов.

Тем не менее, первые аэродинамические схемы крейсерских ГЛА были, как правило, достаточно близки к схемам типичных сверхзвуковых самолетов, за исключением значительно больших объемов корпуса, вследствие применения двигательных установок на криогенном топливе малой плотности — жидком или шугообразном водороде. Это было вызвано как вполне понятной преемственностью используемых решений, так и невозможностью волнолетных конфигураций удовлетворить необходимым требованиям во всем полетном диапазоне.

В связи с этим четверть века назад было решено попытаться найти компоновки ГЛА, сохраняющие в основном классическую конструкцию с размещением полезного объема в явно выделенном корпусе. При этом их аэродинамические характеристики при малых и умеренных сверхзвуковых скоростях должны быть близкими к характеристикам корпуса с крылом малого удлинения, а при гиперзвуковых скоростях должны обладать свойствами, сближающими их с волно-летами. Что из этого получилось, вкратце описывается далее.

3. используемые упрощения

В процессе решения поставленной задачи потребовались средства численного моделирования для предсказания аэродинамических характеристик рассматриваемого класса компоновок при сверх- и гиперзвуковых скоростях [9, 10], а также некий комплекс представлений, упрощающих реальную картину взаимодействия сложной компоновки ГЛА с гиперзвуковым потоком, но позволяющих выявить главные тенденции изменения основных параметров и установить достоверную априорную связь между возможными изменениями геометрии ГЛА и уровнем его максимального аэродинамического качества. Краткое описание одного из путей, приводящего к подобному комплексу представлений, предложено ниже.

Как известно, при гиперзвуковых скоростях полета аэродинамические характеристики летательного аппарата определяются нелинейными возмущениями, связанными с возникновением интенсивных ударных волн. При этом средства создания подъемной силы и полезного объема с ростом числа М становятся все более взаимозависимыми, так что появляется необходимость учитывать аэродинамическую интерференцию отдельных элементов компоновки. В этом случае целесообразно рассматривать в качестве исходного объекта конфигурации, состоящие, по крайней мере, из крыла и корпуса, геометрия которых максимально проста, но позволяет выявить основные закономерности, присущие типичным гиперзвуковым компоновкам рассматриваемых классов.

Для выбора основного класса исследуемых конфигураций следует вспомнить, что максимальным аэродинамическим качеством в ньютоновском приближении обладает плоская пластина. Исследования оптимальных поверхностей в рамках теории тонкого ударного слоя показывают, что соответствующие волнолетные формы уже при М = 6 близки к плоским, за исключением окрестностей оси симметрии и передних кромок, отогнутых вниз для формирования присоединенной ударной волны нужной формы [11]. Поэтому при рассмотрении соответствующих комбинаций крыла с корпусом целесообразно исследовать в первую очередь компоновки с плоской или близкой к ней поверхностью, у которых нижняя поверхность крыла и нижняя грань корпуса составляют единую несущую поверхность.

Обработка расчетных и экспериментальных данных показала, что для компоновок рассматриваемых классов на исследуемых режимах полета, когда М < 10 и коэффициент подъемной силы су не превышает существенно су ор = су(К = Ктах) (су < 1.5су орг), точность выполнения нескольких довольно очевидных упрощений вполне достаточна для их использования в указанных выше целях:

а) при Яе > 106 интегральный коэффициент трения в первом приближении не зависит от угла атаки;

б) влияние толщины крыла на подъемную силу компоновки при относительных толщинах с = 3 — 4% пренебрежимо мало, а увеличение волнового сопротивления за счет этого фактора в первом приближении не зависит от угла атаки;

в) поляры (зависимости сх(су)) ГЛА при М < 10 аппроксимируются квадратичными зависимостями. Возникающая при всех этих упрощениях погрешность, как правило, не превышает 2 — 3%. Квадратичную аппроксимацию удобно представить следующим образом:

с 2

Сх = Сх0 +А + ВСу,

где знак минус соответствует прямому положению компоновки, а плюс — перевернутому. По линейной теории для плоской пластины А = са , а для более сложных конфигураций на нелинейных режимах обтекания эти величины хорошо коррелируют между собой. Коэффициент В показывает степень асимметрии поляры относительно оси сх:

В =

2с у

А

Из формулы (1) следует:

Кшах = Кп /1 = , _ ^ ,

1 + ВК 0

где К0 = 0.5(А/схд)12. Более наглядным с физической точки зрения показателем степени асимметрии поляры является отношение величин Кшах компоновки в прямом и перевернутом положениях Кп/К1. Отметим также, что Суп = Су 1 = (Асх0)12.

4. несущие характеристики гиперзвуковых компоновок

Таким образом, поляры с достаточно высокой степенью точности описываются тремя параметрами Сх0, А и В, анализировать которые проще, чем максимальное аэродинамическое качество ГЛА. Используя законы сверхзвукового-гиперзвукового подобия [12], введем параметр

т = (М2 -1)1/2 5 /Ь2С

(сверхзвуковое удлинение крыла) [13], где 5 — номинальная площадь крыла; ЬС — длина его корневой хорды, и параметр подобия, характеризующий объем компоновки [14]:

ц = (М2 -1) 1/6 т.

В случае треугольных крыльев первый из них переходит в хорошо известный параметр подобия т = (М2 -1)1/2 tg Р, где Р — полуугол при вершине крыла. Численные расчеты [13], а также обработка эксперимента показывают, что для рассматриваемых классов компоновок

4 5р

А=^М^т7 (т),

где Бр — полная площадь компоновки в плане, /(т) — функция порядка 1, которую для исследуемых трехмерных конфигураций в первом приближении при т > 0.75 можно считать не зависящей от формы компоновки в плане. Для практически интересных конфигураций с удлинением крыла X = 0.7 — 1.5 и при 0.5 < т < 1.25 эту функцию можно приближенно аппроксимировать в виде

/(т) » 0.05 + 1.1т - 0.4т2,

а при 1.25 < т < 3

/(т) « 0.8 + 0.04(т -1.25).

Следовательно, при больших сверхзвуковых скоростях существует сильная корреляция между параметрами А и £р/£. Тогда увеличение площади в плане комбинации крыла с корпусом из-за его расплющивания или введения на его гранях наплывов малого удлинения приводит к приблизительно пропорциональному росту коэффициента поляры А и соответствующему увеличению Кшах, согласно (2).

5. сопротивление гиперзвуковых компоновок

Результаты численного моделирования показали, что указанные выше изменения геометрии компоновок ГЛА сравнительно слабо влияют на волновое сопротивление при гиперзвуковых скоростях, которое, как правило, несколько уменьшается. В тоже время, вследствие некоторого роста площади омываемой поверхности обычно несколько увеличивается сопротивление трения, и в целом, коэффициент сопротивления схо при этом остается почти неизменным. В рамках положений, указанных в разделе 2, изменения числа Яе или относительной толщины крыла приводят только к изменению величины схо и не влияют на остальные коэффициенты аппроксимации поляры (1). Следует также отметить, что влияние различных условий на величину коэффициента сопротивления при нулевой подъемной силе при сверх- и гиперзвуковых скоростях ранее исследовалось наиболее подробно (см., например, обзор [15]).

6. асимметрия поляр гиперзвуковых компоновок

Степень асимметрии поляры, характеризуемая параметром В в аппроксимационной формуле (1), в отличие от коэффициента схо, является наименее до сих пор изученной возможностью влиять на величину максимального аэродинамического качества ГЛА. Причем этот фактор, имеющий интерференционную природу, играет тем большую роль, чем выше значение Кшах компоновки (см. (2)). Для изучения этого явления, основываясь на положениях раздела 2, рассмотрим ряд компоновок ГЛА, геометрия которых последовательно более полно отражает его особенности.

Первоначально было проведено исследование [14] комбинаций треугольной пластины с полуконусом — простейшей из рассматриваемых конфигураций. В этом случае параметры подобия т и т при фиксированном числе Маха однозначно описывают геометрию конической компоновки. Затем численный алгоритм [10] был использован для изучения упрощенных трехмерных комбинаций корпуса с бесконечно тонким крылом.

Типичное поведение параметра В для конической компоновки показано на рис. 2 (кривая а). Наблюдается непрерывный рост величины В при увеличении т, что для фиксированной геометрии означает рост числа М. Поведение зависимостей В(т) для трехмерных конфигураций, носовая часть корпуса которых в основном располагается до передней кромки крыла (кривые Ь — е) — качественно иное. Первоначальное уменьшение параметра В сменяется его увеличением, причем зона изменения поведения зависимостей В(т), как показывает обработка расчетов и экспериментов, соответствует т = 1 — 1.3 для широкого круга разнообразных компоновок рассматриваемых классов [13].

Для конических компоновок удалось проанализировать влияние геометрии и режима обтекания на интерференцию крыла и корпуса и, следовательно, на степень асимметрии поляры [14], а также выявить порождающие ее причины [16]. В соответствии с представлениями, изложенными в работе [17], полуконус, расположенный на нижней поверхности треугольного крыла, создает там треугольные зоны повышенного давления, приводящие к росту подъемной силы компоновки при малом увеличении сопротивления из-за малых углов атаки крыла. Однако при

Рис. 2. Зависимость степени асимметрии поляры от параметра подобия т

этом растет и собственное волновое сопротивление полуконуса, причем в зависимости от соотношения размеров крыла и зон повышенного давления может преобладать то или иное влияние на максимальное аэродинамическое качество [16]. Если влияние прироста сопротивления превосходит влияние увеличения подъемной силы, то параметр асимметрии поляры в принятых обозначениях положителен, и Ктах компоновки в схеме низкоплана больше, чем в схеме высокоплана. В противном случае ситуация обратная.

Размер зон повышенного давления зависит от числа М и геометрии полуконуса. Используя параметры подобия т и ц, можно полностью упорядочить картину описываемого явления и для комбинации треугольной пластины и кругового полуконуса построить области интерференции, соответствующие упомянутым выше случаям взаимодействия конических крыла и корпуса [14] (рис. 3). Кривая Л определяет границу области существования решений на плоскости т, ц для конических конфигураций. Внутри области, окруженной штриховой границей I (что соответствует условию В = 0), максимальное аэродинамическое качество у крыла с полуконусом на нижней поверхности выше, чем у перевернутой компоновки, вне справедливо обратное утверждение. Конфигурации фиксированной геометрии при увеличении числа М перемещаются в плоскости т, ц по линиям, аффинно-подобным кривой Л1. Положение границы I не меняется при изменении сопротивления трения конических компоновок. Экспериментальные данные очень хорошо согласуются с этой расчетной границей [14].

Обтекание корпуса с оживальной носовой частью, переходящей в цилиндрическую или близкую к ней хвостовую часть, приводит к более сложной картине течения, чем в случае конуса. Как известно, повышенное давление, возникшее на начальной части корпуса при обтекании его сверхзвуковым потоком газа, постепенно уменьшается, и на заключительном участке оживала возникает ограниченная характеристиками и поверхностью корпуса зона перерасширения, давление в которой меньше, чем в невозмущенном потоке. Только значительно ниже по потоку оно снова постепенно увеличивается. Если крыло компоновки попадает в эту зону перерасширения, рассматриваемое интерференционное взаимодействие крыла и корпуса меняется на противоположное по сравнению с коническими конфигурациями [13].

При т < 0.5 крыло типичных трехмерных компоновок в основном находится в зоне перерасширения и значения В(т) > 0 у низкопланов (кривые Ь — е на рис. 2) в отличие от конического случая (кривая а на рис. 2). При увеличении параметра т головная ударная волна сначала приближается к крылу, затем начинает пересекать его переднюю кромку, зона перерасширения сужается, и значительную часть крыла начинает занимать зона сжатия, примыкающая к головной ударной волне. Уровни возмущений в зоне сжатия выше, чем в зоне перерасширения, и влияние первой начинает доминировать над влиянием второй, определяя интерференционное взаимодействие крыла и корпуса. При этом сначала, вследствие противодействия двух различных тенденций, параметр В(т) уменьшается при т ~ 1, а затем при т > 1.5 картина взаимодействия начинает качественно походить на то, что имеет место у конических конфигураций.

Таким образом, для рассматриваемых классов компоновок можно выделить два режима интерференции крыла и корпуса. Так как расширение потока связано с расхождением, а сжатие — со схождением линий тока, то эти режимы названы соответственно дивергентным и конвергентным [13].

Параметры подобия т и т в этом случае в отличие от конического случая, конечно, не могут однозначно описать геометрию трехмерной компоновки, однако, являются полезными и дают качественные априорные заключения об интерференции крыла и корпуса, а также могут применяться при корреляции аэродинамических характеристик.

Граница II, разделяющая зоны интерференции для компоновок рассматриваемых классов [13], изображена на рис. 3. Значения т < 1 соответствуют конвергентному, а т > 1.3 — дивергентному режимам интерференции. При этом различные изменения геометрии компоновки на одном режиме интерференции могут привести к росту максимального аэродинамического качества компоновки, а на другом — к его уменьшению.

7. сравнение максимального аэродинамического качества гиперзвуковых компоновок

В соответствии с изложенными выше представлениями с использованием численного алгоритма [10] были проведены исследования с целью формирования компоновки ГЛА, обладающей при гиперзвуковых скоростях полета более высоким уровнем максимального аэродинамического качества, чем известные комбинации корпуса и крыла малого удлинения. Эмпирическим описанием предельного уровня Кшах при сверх- и гиперзвуковых скоростях и натурных условиях полета наилучшим вариантом таких компоновок является так называемый «барьер Кюхемана» [1]:

Km

4(М + 3) M '

Из формулы (3) следует, что величины максимального аэродинамического качества уменьшаются с ростом числа М, и при M ~ 10 не превышают значений Kmax < 5. При испытаниях в аэродинамических трубах, когда числа Re на 1.5 — 2 порядка ниже, чем в полете, реально достижимые значения Kmax на гиперзвуковых скоростях еще на 0.5 — 1.5 меньше, чем полученные по формуле (3).

В качестве исходного объекта была взята компоновка ГЛА ЦАГИ первого поколения, ранее достаточно подробно исследованная экспериментально (см., например, [18]). Она представляет собой (рис. 4, компоновка 1) комбинацию в схеме низкоплана корпуса с крылом малого удлинения, имеющего излом передней кромки. Углы стреловидности передней кромки крыла составляют до излома 80°, после — 60°. Относительная толщина параболического с плоским низом профиля крыла c = 3%. Образующие носовой части — степенные тела с показателем степени 3/4. Поперечные сечения носовой и хвостовой частей корпуса — круговые, причем носовая часть несколько отогнута вниз и ее нижняя поверхность плавно становится плоской в окрестности перехода в нижнюю поверхность низкорасположенного крыла. Крыло заклинено относительно корпуса на 1.5°. Удлинение крыла X = 1.31, коэффициент объема компоновки т = 0.206.

К компоновкам ГЛА ЦАГИ первого поколения относилась также еще одна комбинация крыла с корпусом в схеме низкоплана [18], изображенная на рис. 4 под индексом 2, экспериментальные исследования которой проводились в несколько ином диапазоне чисел М. Угол стреловидности передней кромки треугольного крыла % конфигурации 2 равен 70°, форма профиля и его относительная толщина такие же, как и у компоновки 1. Корпус образован половиной степенного тела с показателем 3/4, постепенно переходящего в круговой полуцилиндр, а также клином, присоединенным к описываемому телу снизу (угол клина — 1.7°). Плоская нижняя грань корпуса составляет с нижней стороной крыла единую поверхность, коэффициент объема т = 0.228, а удлинение крыла X = 1.46.

В результате численных исследований была спроектирована компоновка 3 (рис. 4), имеющая то же крыло, ту же длину корпуса и носовой части, а также коэффициент объема т = 0.206, что и компоновка 1. Крыло установлено без заклинения. Корпус компоновки 3 имеет полуэллиптическое сечение, близкое к полукругу, отношение высоты и ширины корпуса — 0.5. Образующие носовой части корпуса — параболы. Вся нижняя поверхность корпуса составляет вместе с нижней стороной крыла единую плоскую несущую поверхность.

Компоновка 4 (рис. 4) отличается от конфигурации 3 корпусом, поперечные размеры которого увеличены в 1.25 раза, а удлинение носовой части оставлено неизменным. Коэффициент объема компоновки т = 0.263.

Основной целью формирования аэродинамической компоновки 5 являлось экспериментальное подтверждение представленной в статье концепции на примере создания таких аэродинамических форм элементов компоновки, кот°рые позволили бы сохранять примерно рис. 4. Некоторые из рассмотренных гиперзвуковых постоянный уровень Kmax при числе M > 6.5. компоновок

Наиболее существенным отличием геометрии компоновки 5 являются носовые наплывы малого удлинения — носовые ребра, создающие развитую плоскую нижнюю поверхность конфигурации на всей ее носовой части. Быстро увеличиваясь (угол стреловидности передней кромки ребра в носке 45°), их поперечный размер достигает 1/4 от максимальной ширины корпуса. На середине носовой образующей корпуса в плоскости крыла ширина ребер уступом уменьшается и далее постоянна вплоть до стыка с наплывной частью крыла. Толщина ребер такова, что они плавно стыкуются с крылом. Между боковыми стенками корпуса и верхними поверхностями ребер имеются зализы, их поперечные сечения образованы дугами окружности.

Кормовая часть корпуса компоновки 5 такая же, как у компоновки 2, а носовая часть уплощена. При сохранении номинальной площади крыла увеличена его наплывная часть. Удлинение крыла с углами стреловидности 79°/60° X = 1.09, что меньше, чем у конфигураций 1 — 4. Относительная толщина крыла, как и у всех предыдущих компоновок, составляет 3%. Коэффициент объема компоновки 5, определенный без учета объемов крыла, ребер и их зализов, как и у конфигураций 1 и 3, равен т = 0.206.

На рис. 5 показаны зависимости максимального аэродинамического качества от числа М для компоновок 3 — 5 в диапазоне М = 0.6 - 9.8, и для конфигураций 1 и 2 при М = 2 - 7 и М = 2 - 9.7 соответственно, полученные в аэродинамических трубах ЦАГИ. Числа Рейнольдса, определенные по полной длине моделей, приведены ниже в таблице.

М 0.6 - 1.7 2 - 4 5 6 - 9.8

Яе (6.1 - 9.4)106 (23 - 35)-106 12106 (5.4 - 7.8)-106

Донное давление принималось равным статическому давлению невозмущенного потока. При М = 7 и 9.8 на кривой для компоновки 5 нанесены отметки, характеризующие среднеквадратичное отклонение величины Ктах по результатам соответственно 3 и 5 испытаний.

Темными точками показаны величины максимального аэродинамического качества известных комбинаций крыла малого удлинения и корпуса, экспериментально исследованных в других странах. Компоновка 6 — модель гиперзвукового самолета, имевшая наибольший уровень Ктах среди известных разработок США [19, 20]. Коэффициент объема у этой конфигурации такой же, как у компоновок 1, 3 и 5. При М = 8 серия испытаний при различных числах Яе [20] проинтер-полирована на значение числа Яе, соответствующее условиям испытаний компоновок 1 — 5. При М = 6 число Яе у конфигурации 6 в 4 раза выше, чем у компоновок 1 — 5, однако в этом случае на американской модели установлена небольшая тонкостенная коробка мотогондолы, и по результатам испытаний [19] оба этих фактора приблизительно компенсируют друг друга. При малых числах М числа Яе при испытаниях компоновки 6 были ниже, чем в трубах ЦАГИ. Кроме того, на американской модели в этом случае фиксировался переход пограничного слоя [19], что и приводит к более низким уровням ее Ктах при М < 1. Таким образом, несмотря на сильные раз-

^-тах

'V

6*

»

4

2

_1_]_1_р_-___

0 2 4 6 8 М

Рис. 5. Зависимости максимального аэродинамического качества от числа М

личия в геометрии, компоновка 6 при сверх- и гиперзвуковых скоростях по уровню Ктах близка к конфигурации 3. Ранняя американская компоновка в схеме среднеплана (7, рис. 5) с большим коэффициентом объема т = 0.294 имеет более низкие уровни Ктах [21]. Лучшая из серии четырех японских конфигураций (т = 0.21), испытанных только при М = 7.1 и близком числе Яе (8, рис. 5), обладала наибольшей величиной максимального аэродинамического качества среди известных зарубежных компоновок гиперзвукового самолета [22]. Однако, это было достигнуто в основном за счет уменьшения лобового сопротивления, и с ростом числа М поведение ее характеристик будет подчиняться типичным тенденциям, приводящим к уменьшению Ктах для комбинаций крыла и корпуса (см. формулу (3)).

Сравнение уровней Ктах компоновок 1 и 3 показывает, что увеличение относительной ширины корпуса при уменьшении его относительной высоты, а также создание единой несущей поверхности, состоящей из плоской нижней грани корпуса и нижней стороны крыла, приводит к увеличению Ктах на 0.4 — 0.7 при М > 3. При этом величины Ктах компоновки 1 более близки к Ктах, обладающей существенно большим объемом конфигурации 4. Однако уровни Ктах компоновок 3 и 4, как и других комбинаций крыла и корпуса, заметно уменьшаются с ростом числа М.

По иному ведет себя зависимость Ктах(М) компоновки 5. После некоторого уменьшения значений Ктах в переходной зоне от дивергентного к конвергентному режимам обтекания при М = 5 — 6, следует рост Ктах, а при М = 7 — 10 происходит его стабилизация, особенно, если учесть некоторое уменьшение числа Яе от 7.8-106 при М = 7 до 5.7-106 при М = 9.8. Величины Ктах = 5.7 — 5.6 при М = 7 — 10, что на 1.1 — 1.3 или на 20 — 30% превосходит уровень Ктах компоновок ГЛА первого поколения и на 0.4 — 1 больше, чем у других конфигураций этого класса.

8. новый тип гиперзвуковых компоновок

Кратко рассмотрим поведение подъемной силы и сопротивления компоновок 3 и 5 на некоторых характерных режимах полета. На рис. 6, 7 приведены зависимости коэффициента подъемной силы от угла атаки Су(а) для этих конфигураций при числах М = 0.6 и 9.8 соответственно.

Удлинения крыла X = Ь2№ компоновок 3 и 5 равны 1.31 и 1.09. Если в качестве характерной площади взять полную площадь несущей поверхности конфигураций, то удлинения Хр — Ь №р будут составлять 1.01 и 0.74. Наклон производной с^ = су (су0 = 0) у компоновки 5 меньше, чем

у конфигурации 3 (рис. 6), однако с учетом меньшего удлинения компоновка с носовыми ребрами обладает более высокими несущими способностями при а > 0. Эффективные удлинения конфигураций 3 и 5, определенные из экспериментальных данных по формуле для крыла малого удлинения [1] X еН- = 2с ^у/п, составляют соответственно 1.04

и 0.91 и их различия меньше, чем у геометрических удлинений. При дозвуковых скоростях у компоновки с носовыми ребрами особенно велика нелинейная вихревая составляющая подъемной силы, так что при а ~ 19° значения коэффициентов Су у обеих конфигураций становятся одинаковыми. Отметим, что типичное проектное ограничение Су = 0.5 при а < 15° [1] выполняется на компоновке 5, несмотря на ее малое удлинение.

При сверхзвуковых числах М коэффициенты подъемной силы су и параметр А из аппроксимационной формулы (1) компоновки 5 приближаются к соответствующим параметрам конфигурации 3, сравниваясь с ними при М ~ 3. При М = 3 — 10 отношение этих величин медленно возрастает до 1.16 при М > 7, что очень близко к отношению полных

^ г — ' Рис. 6. Зависимости коэффициента подъем-

несущих площадей этих компоновок, равному 1.15 (рис. 7). ной силы от угла атаки при М = 0.6

Рис. 7. Зависимости коэффициента подъемной силы от угла атаки при М = 9.8

Рис. 9. Поляры при М = 9.8

Рис. 8. Поляры при М = 0.6

Величина коэффициента сх0 у конфигурации 5 при дозвуковых скоростях на 15% больше, чем у компоновки 3 (рис. 8, M = 0.6), что приблизительно соответствует увеличению площади ее омываемой поверхности на 12%. Однако при M > 1.1, как показывают эксперименты, различия в сх практически исчезают, и при сверх- и гиперзвуковых скоростях полета их значения очень близки как у компоновок 3 и 5 (рис. 9 при M = 9.8), так и у исходной конфигурации 1.

Степень асимметрии поляры компоновки 5 велика на дивергентном, и особенно, на конвергентном режимах интерференции, что и было основной целью введения новых и модификации существовавших элементов геометрии. Зависимость В(т) этой компоновки показана на рис. 2 (кривая е). Рост параметра В при т > 1.1 (М > 5.5) практически полностью компенсирует влияние непрерывного уменьшения несущих способностей, присущее любой поверхности в сверхзвуковом потоке газа, что и позволяет сохранять постоянным уровень Kmax компоновки 5 при M > 6.5.

Как уже упоминалось ранее, для того чтобы характеризовать степень асимметрии поляры, более наглядно вместо параметра В использовать величины максимального аэродинамического качества конфигурации в прямом и перевернутом положениях Кп и К Если у компоновки 3 при M = 7 Кп = Ктах = 5.3, а К = 4.7, то у компоновки с носовыми ребрами Кп = Ктах = 5.7, а К = 4.7. Отметим, что у исходной конфигурации 1 Кп = Ктах = 4.6, а К = 5, т. е. при этом числе М аэродинамически она более эффективна в перевернутом положении, что является довольно нетипичным для компоновок такого класса и бывает только при достаточно большой относительной высоте корпуса. При М = 9.8 у компоновки 3 Кп = Ктах = 4.6, К = 4.2, а у конфигурации с носовыми ребрами Кп = Ктах = 5.6, К = 4.4. При этом Ко = 4.4 у конфигурации 3, и Ко = 4.9 у компоновки 5, т. е. увеличение максимального аэродинамического качества без учета асимметрии поляр приблизительно соответствует вкладу в качество роста подъемной силы компоновки вследствие увеличения ее площади в плане за счет носовых ребер.

Численные исследования показывают, что дальнейшая оптимизация конфигураций рассматриваемого типа на гиперзвуковых скоростях приводит к возникновению не плоских, а слабо изогнутых несущих поверхностей. Положительную роль может играть и крутка крыла с одновременным его заклинением относительно корпуса на 1 — 1.5°. При этом на 0.1 — 0.3 могут возрасти величины Ктах, но еще более важной является возможность необходимым образом влиять на коэффициент продольного момента при нулевой подъемной силе т20 без потерь максимального

аэродинамического качества, обеспечивая таким образом балансировку компоновки на нужном режиме полета [23].

Таким образом, из приведенных выше данных можно сделать вывод, что рациональным способом использования аэродинамической интерференции крыла малого удлинения и корпуса при гиперзвуковых скоростях полета является размещение корпуса в аэродинамической тени слабо изогнутой несущей поверхности. Существенную роль играет и форма в плане этой поверхности: развитой носовой наплыв компоновки 5 при гиперзвуковых скоростях не только достаточно эффективно экранирует полезные объемы, но и создает в плоскости крыла поле течения с меньшими уровнями возмущений, чем традиционная носовая часть, что увеличивает эффективность несущих поверхностей в средней части компоновки. Заметно влияет и форма корпуса, особенно его носовой части.

Как показали проведенные совместно с В. В. Келдыш расчеты, при переходе от трубных чисел Re = (5.4 — 7.8) • 10 к натурным значениям Re « 10 (для «полномасштабных» гиперзвуковых самолетов) вследствие уменьшения коэффициента турбулентного трения примерно в 2 раза (см. [24]) коэффициент сопротивления схо может снизиться более чем на четверть. Тогда из формул (1) — (2) следует увеличение Kmax представленной компоновки до уровня не ниже 6.7 — 6.8. С учетом роста аэродинамического качества от крутки крыла еще на 0.1 — 0.3 [23], Kmax компоновки 5 при М = 7 — 10 может быть около 7. В случае же гиперзвуковых объектов меньших масштабов величина Kmax таких конфигураций может быть около 6.5.

Итак, численные и экспериментальные исследования в рамках интерференционной концепции конических и трехмерных комбинаций крыла с корпусом позволили проанализировать влияние геометрии и режима обтекания на интерференцию крыла и корпуса при гиперзвуковых скоростях полета. В результате найдены способы более эффективного использования возмущенного за головной ударной волной поля течения путем ограниченных изменений геометрии компоновки и введения дополнительных элементов — носовых ребер. Подобные сравнительно небольшие изменения геометрии компоновки привели к сильным отличиям ее взаимодействия с набегающим потоком, и, следовательно, к появлению новых свойств, отличающих разработанный тип компоновок от ранее известных. На диаграмме Кюхемана (см. рис. 1) предлагаемые конфигурации, подобные компоновке 5 из данной статьи, займут область D, отличную от областей, занимаемых известными типами крейсерских летательных аппаратов. Таким образом, предлагается новый тип гиперзвуковых компоновок, обладающий рядом преимуществ перед известными типами.

заключение

Интерференционная концепция аэродинамического проектирования ГЛА позволила разработать компоновки, максимальное аэродинамическое качество которых при гиперзвуковых скоростях полета в зависимости от числа М на 10 — 30% больше, чем у известных конфигураций, а конструкция близка к классической комбинации крыла и корпуса. И чем выше число М полета, тем больше выигрыш в максимальном качестве. На гиперзвуковых скоростях при M > 7, натурных числах Re их крейсерское аэродинамическое качество может достигать уровня Kmax « 7. При дозвуковых скоростях, несмотря на малое удлинение крыла, предлагаемые конфигурации обладают достаточными несущими способностями, удовлетворяющими типичным проектным ограничениям на взлете и посадке.

Полученные результаты могут оказаться полезными при разработке современных ГЛА.

ЛИТЕРАТУРА

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

2. Lobanovsky Yu. Concept of an Advanced Reusable Aerospace Transportation System. La Recherché Aerospatiale. 1996. N 2.

3. Lobanovsky Yu. Efficiency analysis of reusable aerospace launchers // Aerospace Science and Technologies. 1997. N 1.

4. N o n w e i l e r T. R. F. Delta wings of shapes amenable to exact shock-wave theory // J. of Royal Aeronautical Society. 1963. 63.

5. Келдыш В. В. Исследования течения в окрестности V-образных крыльев, образованных поверхностями тока за плоским скачком уплотнения // Изв. АН СССР. МЖГ. 1967, № 4.

6. Rasmussen M. L. Lifting bodies derived from supersonic flows past inclined circular and elliptic cones // Final scientific rept. — Oklahoma Univ Norman School, 1978.

7. Bowcutt K., Anderson J., Capriotti D. Viscous optimized hypersonic Wa-veriders // AIAA Paper 87-0272, 1987.

8. Boeing X-51. Wikipedia // http://en.wikipedia.org/wiki/Boeing_X-51.

9. Лобановский Ю. И. Расчет обтекания сверхзвуковым потоком невязкого газа крылатых конических тел // Ученые записки ЦАГИ. 1980. Т. XI, № 6, с. 58 — 65.

10. Лобановский Ю. И. Численный алгоритм расчета сверхзвукового невязкого обтекания комбинаций крыла с корпусом // Ученые записки ЦАГИ. 1987. Т. XVIII, № 2, с. 9 — 19.

11. Голубкин В. Н., Негода В. В. Оптимизация пространственной формы несущих тел малого удлинения при гиперзвуковых скоростях // ЖВМ и МФ. Т. 31, № 12, 1991.

12. V a n D y k e M. D. A Study of hypersonic small-disturbance theory // NACA Report N 1194, 1954.

13. Лобановский Ю. И. Режимы интерференции крыла и корпуса при сверхзвуковых скоростях полета // Ученые записки ЦАГИ. 1988. Т. XIX, № 6, с. 8 — 16.

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

15. Bushnell D. M. Supersonic aircraft drag reduction // AIAA Paper 90-1596, 1990.

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

17. Ferri A., Clarke J., Ting L. Favorable interference in lifting systems in supersonic flow // J. of Aeron. Sci., 1957. V. 24, N 11.

18. Жданов А. В., Лобановский Ю. И., Нестеров М. Е., Юдин В. Г. Особенности аэродинамики компоновок гиперзвуковых самолетов при больших сверхзвуковых скоростях // Труды ЦАГИ. 1987, вып. 3188.

19. Ellison J. C. Investigation of the aerodynamic characteristics of a hypersonic transport model at Mach numbers to 6 // NASA TN D-6191, 1971.

20.Penland J. A.,Marcum D. C., Stack J. S. Wall-temperature effects on the aerodynamics of a hydrogen-fueled transport concept in Mach 8 blowdown and shock tunnels // NASA TP 2159, 1983.

21. Ne lm s W. P., Jr., C armi c hae l R. L., C a s te 11 ano C. R. An experimental and theoretical investigation of a symmetrical and cambered delta wing configuration at Mach numbers from 2.0 to 10.7 // NASA TN D-5272, 1969.

22. Aihara Y., Morishita E., Okunuki T. Experimental study on drag reduction of a hypersonic transport configuration // ICAS Proceedings, 17th Congress ICAS, 2, 1990.

23. Лобановский Ю. И., Нестеров М. Е. Влияние крутки крыла, оптимизированной в рамках гипотезы плоских сечений, на аэродинамические характеристики комбинаций крыла с корпусом при гиперзвуковых скоростях // Ученые записки ЦАГИ. 1990. Т. XXI, № 1, с. 27 — 35.

24. Лойцянский Л. Г. Механика жидкости и газа. — М.: Наука, 1978.

Рукопись поступила 27/V 2013 г.