Газодинамические особенности обтекания модели гиперзвукового летательного аппарата интегральной компоновки

Том ХЬЇЇЇ

УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ ЦАГИ 2012

№ 1

УДК 629.782.015.3

ГАЗОДИНАМИЧЕСКИЕ ОСОБЕННОСТИ ОБТЕКАНИЯ МОДЕЛИ ГИПЕРЗВУКОВОГО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА ИНТЕГРАЛЬНОЙ КОМПОНОВКИ

С. М. ЗАДОНСКИЙ, А. П. КОСЫХ, Г. Г. НЕРСЕСОВ, И. Ф. ЧЕЛЫШЕВА,

С. В. ЧЕРНОВ, В. Л. ЮМАШЕВ

Выполнено численное исследование пространственных полей невязкого течения около трех вариантов компоновки гиперзвукового летательного аппарата (ГЛА) интегрального типа с гондолой воздушно-реактивного двигателя (ВРД). Расчеты проведены в рамках трехмерных уравнений Эйлера на основе многозонной технологии, реализованной в программной системе АРГОЛА 2. Численное исследование осуществлено без моделирования истечения «горячей» струи из тракта двигателя в спутный поток. Изучено влияние затупления фюзеляжа, формы передних боковых щек воздухозаборника (ВЗ) на структуру течения и на его внутренние характеристики при числе М* = 6 и углах атаки а = 0 + 10°. Проведено сопоставление расчетных данных с экспериментальными результатами, полученными в аэродинамической трубе Т-121 ЦАГИ.

Ключевые слова: интегральная компоновка, воздухозаборник, численное моделирование, энтропийный слой.

Проблемы, обусловленные созданием трансатмосферного самолета с горизонтальным взлетом и посадкой, предназначенного для выполнения крейсерских гиперзвуковых полетов с использованием атмосферного воздуха в силовой установке, требуют интенсивной проработки. Тенденции развития авиационно-космической техники свидетельствуют о том, что в отличие от орбитальных самолетов типа «Шаттл», «Буран», «Гермес» и их аналогов серии «Бор» в трансатмо-

ЗАДОНСКИИ Сергей Михайлович

кандидат технических наук, начальник сектора ЦАГИ

КОСЫХ Александр Петрович

кандидат физикоматематических наук, начальник сектора ЦАГИ

НЕРСЕСОВ Гарри Грантович

кандидат физикоматематических наук, ведущий научный сотрудник ЦАГИ

ЮМАШЕВ Владимир Львович

кандидат физикоматематических наук, ведущий научный сотрудник ЦАГИ

ЧЕРНОВ Сергей Валерьевич

кандидат технических наук, научный сотрудник ЦАГИ

сферном самолете нового поколения будет в полной мере использоваться воздушно-реактивный двигатель. Такой самолет, скомпонованный по так называемой интегральной схеме, должен достигать высоких аэродинамических характеристик и одновременно иметь эффективно работающий прямоточный двигатель. Отечественные и иностранные специалисты по аэрокосмической технике активно прорабатывают концепцию такого аппарата и исследуют ряд конкретных проблем аэродинамической компоновки.

Наиболее интенсивно работы в данном направлении проводятся в США [1]. Заметный интерес к идее создания трансатмосферного самолета проявляется и в других странах с развитыми авиационной техникой и научно-технической базой. В России (ЦАГИ, [2 — 13]) были предложены и исследованы различные аэродинамические компоновки перспективного летательного аппарата. В данном исследовании форма модели ГЛА взята, как и в работе [9], исходя из общих принципов интеграции планера с силовой установкой, сформулированных в [3].

При разработке ГЛА интегральной схемы возникают многообразные фундаментальные и прикладные задачи. К ним относится рациональная компоновка планера с гондолой ВРД и оптимизация летательного аппарата таким образом, чтобы он имел сопротивление, близкое к минимальному, и максимальное аэродинамическое качество на участке крейсерского сверхзвукового полета. Очевидно, что для достижения оптимальных аэродинамических характеристик и эффективной работы ВРД необходимы малые радиусы затупления кромок элементов ГЛА. С другой стороны, необходимо снизить уровень аэродинамического нагревания конструкции и обеспечить ее тепловую защиту при больших сверхзвуковых скоростях. Эти и им подобные требования к летательному аппарату часто противоречат одно другому и нуждаются во всесторонних исследованиях. Учитывая сложность возникающих задач, на успех можно надеяться только при использовании различных подходов и технологий: аналитических, экспериментальных и численных методов.

В данной работе проведено математическое моделирование газодинамических процессов в невязком приближении. Применение вычислительных технологий наряду с экспериментом позволяет по многим параметрам воспроизвести условия реального полета в широких диапазонах изменения высоты полета, числа Маха, углов атаки и скольжения, других определяющих факторов. Следует заметить, что некоторые из физических процессов, имеющих место при гиперзвуко-вых скоростях, либо невозможно смоделировать в наземных экспериментальных установках, либо это дорогостоящий эксперимент. В то же время известно, что для верификации используемых вычислительных технологий необходимо проводить хотя бы тестовые испытания в аэродинамических трубах.

В работе численным путем исследована структура внешнего течения около планера с гондолой, а также внутреннего течения в профилированном канале ВРД. При этом результаты численного моделирования сравниваются с экспериментальными данными [9]. Основное внимание в исследовании уделено течению у носового отсека клиновидного фюзеляжа, в частности, около его нижней поверхности, где происходит формирование струи газа, попадающей на вход в ВЗ. Расчеты обтекания проведены с учетом протока газа через тракт гондолы, без моделирования вытекающей «горячей» струи работающего двигателя в спутный поток.

1. МЕТОД РАСЧЕТА ОБТЕКАНИЯ МОДЕЛИ ГЛА С ВРД

Как известно, у ГЛА интегрального типа с ВРД передняя и кормовая части нижней поверхности фюзеляжа рассматриваются как элементы силовой установки. Передняя часть планера предназначена для предварительного торможения потока и захватываемой воздухозаборником струи газа. Кормовая нижняя поверхность служит элементом сопла, где вытекающая струя должна ускоряться. Следовательно, передний и кормовой отсеки фюзеляжа должны выбираться из соображений эффективного использования прямоточного двигателя и одновременно для обеспечения требуемых аэротермодинамических характеристик всего аппарата в целом.

В расчетном исследовании рассмотрены три варианта компоновки ГЛА с ВРД, предложенной авторами [9], имеющей нетрадиционную аэродинамическую форму фюзеляжа прямоугольного поперечного сечения. В расчетных работах [11, 12] модель летательного аппарата имела острую клиновидную носовую часть фюзеляжа. В данной работе взята эта же модель, но с затупленной по круговому цилиндру передней кромкой фюзеляжа [13] с установкой боковых щек перед двухскачковым воздухозаборником двух конфигураций, а также без щек (рис. 1).

Особого внимания требует носовая часть модели, имеющая цилиндрическую переднюю кромку конечной ширины, переходящую в клин. В этой области необходимо скрупулезно моделировать пространственное течение смешанного типа, так как именно здесь формируется энтропийный слой, оказывающий определяющее влияние на струю газа, захватываемую воздухозаборником ВРД. Наряду с исследованием влияния носового затупления была решена задача пространственного обтекания ГЛА с дополнительной установкой до входа в воздухозаборник боковых щек, препятствующих перетеканию потока с наветренной поверхности фюзеляжа на подветренную поверхность. Основные геометрические размеры и место установки двух вариантов щек были заданы, как и в экспериментах авторов [9]. Полные по длине щеки располагались от затупленной передней кромки фюзеляжа и до острой передней кромки обечайки гондолы ВРД. Укороченные щеки размещались от начала первого клина сжатия В3 и до передней кромки обечайки.

К характерным геометрическим особенностям исследуемой компоновки ГЛА с ВРД следует отнести острые кромки элементов планера и гондолы. Нижняя поверхность фюзеляжа состоит из нескольких плоских кусков, образующих клинья торможения. Крыло имеет трапециевидную форму в плане с клиновидным профилем и острыми передними кромками с углом стреловидности х = 60° (рис. 1). Оно размещалось на нижней поверхности хвостовой части летательного аппарата с установочным углом 10°. Расчетным режимом обтекания аппарата является течение с определяющими газодинамическими параметрами М« = 6, а = 0.

Данное исследование проведено для одного числа М« = 6 и трех углов атаки а = 0; 5°; 10° с помощью программной системы АРГОЛА 2 [12], в которой реализована универсальная многозонная технология моделирования обтекания ГЛА. Расчеты обтекания идеализированной компоновки ГЛА с ВРД проведены для невязкого и нетеплопроводного газа с показателем адиабаты у = 1.4 с использованием модифицированного нестационарного метода Годунова. При этом проводилось прямое дискретное моделирование газодинамических процессов на основе интегральных законов сохранения массы, импульса и энергии. Вся область возмущенного течения разбивалась на зоны (подобласти) и покрывалась множеством элементарных ячеек, для каждой из которых выполняется баланс вышеперечисленных газодинамических характеристик. При этом решаются нестационарные задачи о распаде разрыва на границах соседних ячеек и потоках массы, импульса и энергии из одной ячейки в другую за элементарный промежуток времени. Стационарное решение исходной задачи обтекания в целом получается на основе принципа установления по времени, что позволяет рассчитывать течение в широком диапазоне изменения скоростей потока. При гиперзвуковых скоростях в пакете программ может учитываться влияние реальных теплофизических свойств газа на аэродинамику ГЛА.

Расчетная область вокруг модели строится таким образом, чтобы целиком охватить возмущенное поле течения. В данной работе в силу сверхзвукового режима обтекания возмущенная область имеет конечные размеры, поэтому задача ее охвата легко разрешима. Положение внешней границы первоначально задается на основе предварительных оценок, а затем уточняется по результатам расчета. Внешняя граница расчетной области с подветренной стороны образована гиперболоидом вращения, полученным таким образом, чтобы головная ударная волна располагалась полностью внутри расчетной области. С наветренной стороны внешняя граница образована параболоидом вращения. С боковой стороны расчетная область ограничена вертикальной плоскостью, построенной под необходимым углом относительно продольной оси модели х. При этом ось у направлена вертикально вверх, ось г образует с осями х и у правую декартову систему координат.

Вдоль оси х область течения разбивается на ряд зон, каждая из которых в свою очередь содержит несколько подобластей в поперечном сечении. В каждой зоне течение в силу сверхзвукового характера на ее границах зависит от зоны выше по течению и не зависит от зоны ниже по течению. Поэтому на многопроцессорной ЭВМ МВС-1000(16) расчет каждой зоны проводился независимо, только с соблюдением последовательности действий: зоны, расположенные выше

Рис. 1. Модель гиперзвукового летательного аппарата с гондолой ВРД:

1 — воздухозаборник; 2 — крыло

по течению рассчитываются раньше, чем зоны, лежащие ниже по течению. При этом данные расчета в зонах выше по течению выступают в роли граничных условий для расчета зон ниже по течению. В случае если вниз по течению ударная волна может выйти за пределы выстроенной границы, то с некоторого сечения х = const снизу добавляется дополнительный ряд подобластей.

В каждой подобласти вводится регулярная расчетная сетка путем разбиения на заданное число интервалов по каждому измерению. Задача построения сетки отделена от технологии аэродинамического расчета. Сетка строится по специальной программе и подается программной системе для каждой подобласти в виде отдельного файла с декартовыми координатами узлов, расположенными в определенной последовательности. При этом введено сгущение узлов в окрестностях передней кромки клиновидного фюзеляжа, боковых ребер и щек, поскольку здесь возникают большие градиенты параметров течения.

Расчетная сетка для модели ГЛА со щеками двух вариантов адаптировалась в соответствии с их формой. При этом расчетная область около ГЛА включала в себя около 100 подобластей и примерно 4 • 106 узлов.

2. ТЕЧЕНИЕ ОКОЛО ГЛА С ЗАТУПЛЕННЫМ КЛИНОВИДНЫМ ФЮЗЕЛЯЖЕМ

Моделирование течения около ГЛА проводилось с целью выявить и оценить особенности структуры течения, связанные с его пространственной природой. К их числу, в частности, относится поперечная неоднородность потока на входе в воздухозаборник, обусловленная как перетеканием газа с боковых кромок модели ГЛА, так и присутствием боковых щек. Около модели летательного аппарата с затупленным фюзеляжем формируется высокоэнтропийный слой газа. Этот слой малой плотности может занимать значительную часть ударного слоя, и данный газодинамический эффект должен быть учтен при выборе формы воздухозаборника для обеспечения требуемого расхода газа.

При пространственном обтекании ГЛА с ВРД реализуется сложная система взаимодействующих скачков уплотнения, волн разрежения и контактных разрывов. Вышеперечисленные и другие особенности в течении требуют адекватного расчетного моделирования и тщательного анализа результатов расчетов. Ранее в работе [12] получено достаточно полное представление о течении около модели с острой передней кромкой клиновидного фюзеляжа. В данном исследовании основное внимание сосредоточено на модели ГЛА с затупленным носовым клином. Общий характер течения показан в виде распределений газодинамических функций в различных сечениях ударного слоя и на поверхности аппарата (рис. 2 — 14). На рисунках линейные размеры отнесены к длине модели L. В расчетах газодинамические параметры: давление р, плотность р, компоненты скорости обезразмерены соответствующими величинами р«, р«, ^рх/рх .

На рис. 2 — 4 показаны типичные особенности течения, выявленные при численном моделировании путем изображения изолиний давления р/р« и местного числа Маха в плоскости симметрии z = 0 для модели ГЛА без щек. Сходная картина течения наблюдается и для вариантов модели с передними боковыми щеками перед В3. По сгущению изолиний можно видеть скачки уплотнения от изломов нижней поверхности модели (поверхности сжатия). При значении угла атаки а = 0 два скачка от клиньев торможения фокусируются в окрестности кромки обечайки В3, а при а = 10° скачки выходят во внешнее течение, минуя кромку, и интерферируют с головной ударной волной. Далее в канале образуется сложная картина взаимодействия скачков уплотнения и волн разрежения. При а = 10° скачки идут более круто, поэтому все характерные места падения скачков на стенки сдвигаются вверх по течению, а в кормовой области канала появляется дополнительное отражение скачка от внутренней поверхности обечайки.

На рис. 4 детально представлена типичная картина течения внутри канала. Течение у нижней поверхности фюзеляжа и верхней поверхности канала носит достаточно причудливый неоднородный характер, когда скачки уплотнения чередуются с местными зонами разрежения. При этом сильный скачок, индуцированный у внутренней поверхности обечайки, интерферирует с энтропийным слоем и образует систему типа Я-скачка, одна из «ножек» которого в какой-то мере неожиданно фиксируется в окрестности угловой точки (х ~ 0.6). Для сравнения около модели ГЛА с острым клиновидным фюзеляжем [12] в окрестности угловой точки в отсутствии энтропийного слоя формировалась, как и следовало ожидать, центрированная волна разрежения.

Для рассматриваемой модели с затупленным фюзеляжем в профилированном канале сильно заторможенный энтропийный слой взаимодействует с системой падающих и отраженных от стенок скачков уплотнения (рис. 2, 3). Этот процесс приводит не только к образованию местной дозвуковой области (рис. 4), но и области возвратного течения. При этом следует отметить, что «язык» дозвуковой области сформировался выше по потоку до входа в ВЗ (см. [13]) Вышеописанные особенности в течении могут привести в некоторых случаях к нарушению рабочего режима сверхзвукового ВЗ. Наиболее вероятен такой режим течения для моделей ГЛА с передними щеками, препятствующими поперечному перетеканию энтропийного слоя с нижней поверхности фюзеляжа к верхней. Здесь уместно заметить, что наблюдаемые структурные особенности течения у ГЛА с носовым затуплением потребовали проведения дополнительных расчетов с целью тщательного изучения течения до входа ВЗ.

0.25 0.5 0.75 V 1 о 0.25 0.5 0.75 х 1

Рис. 2. Структура течения в плоскости симметрии г = 0 для модели без щек

Рис. 4. Структура течения в плоскости симметрии г = 0 на входе и внутри канала

для модели без щек

Рис. 5. Распределение давления по внешней поверхности сжатия и внутреннему

тракту гондолы ВРД: а — без щек; б — полные щеки; в — укороченные щеки;

- расчет;

- эксперимент, Т-121 ЦАГИ; Яе* = 3.17 • 10

Рис. 6. То же, что на рис. 5

Качественной и количественной характеристикой течения может также служить распределение давления по продольной координате х на наветренной поверхности модели в плоскости симметрии, показанное на рис. 5 для а = 0 и на рис. 6 для а = 10°. Очевидно различие в абсолютных величинах давления для двух сравниваемых углов атаки, прежде всего на входе в ВЗ и далее внутри канала. В меньшей мере наблюдается различие, если сравнивать между собой течение около трех вариантов модели ГЛА при фиксированном угле атаки: без щек, а также с полными и неполными щеками.

На рис. 7, 8 даны распределения давления по внутренней поверхности обечайки, где наиболее резко заметно влияние угла атаки а на давление. Влияние щек на течение также заметно, но не столь существенно.

На рис. 5 — 8 проведено также сравнение расчетных и экспериментальных распределений давления по поверхности ГЛА вне и внутри канала ВРД. Экспериментальное исследование выполнено в аэродинамической трубе Т-121 ЦАГИ (М« = 6, Яе« = 3.17 -106) коллективом авторов [9]. Как следует из проведенного сравнения (рис. 5, 6), до входа в воздухозаборник расчетные и экспериментальные распределения давления удовлетворительно согласуются между собой. Однако внутри профилированного канала топология невязкого (расчет) и вязкого течения (эксперимент) в деталях заметно различается. Рассмотрим подробно структуру течения газа в канале. Для а = 0

у нижней поверхности фюзеляжа при невязком обтекании на входе в канал (х > 0.6) образуется система слабых волн сжатия и волн разрежения, тогда как в эксперименте реализуется иная картина течения. По-видимому, в эксперименте скачок от обечайки достигает верхней поверхности канала и происходит отрыв пограничного слоя от этой поверхности (0.6 < х < 0.7) с образованием отрывной зоны с повышением давления.

Далее вниз по течению (0.7 < х < 0.75) в расчете и эксперименте наблюдается течение расширения и качественное согласование распределения давления. На участке торможения потока

0.75 < х < 1 видно не только количественное, но и качественное расхождение в поведении давления. При численном моделировании формируется скачок уплотнения от излома поверхности, а в эксперименте, возможно, из-за очередного отрыва потока образуется изобарическая область небольших размеров, и давление в вязком потоке на рассматриваемом участке изменения х повышается непрерывным образом. Существенное различие в области выходного сечения гондолы можно также объяснить неполным соответствием условий на свободной границе в задаче невязкого обтекания условиям трубного эксперимента, где не исключено влияние державки.

Рис. 7. Распределение давления по нижней поверхности внутреннего тракта гондолы ВРД: а — без щек; б — полные щеки; в — укороченные щеки;

---------расчет; • • • — эксперимент, Т-121 ЦАГИ; Яе« = 3.17 • 106

М00=6, а = 10°

Р/Р„

Р/Р.

Рис. 8. То же, что на рис. 7

На внутренней поверхности обечайки (рис. 7, 8) на участке 0.6 < х < 0.65 давление резко возрастает из-за сформировавшегося скачка уплотнения. Ниже по течению расхождение в распределениях давления объясняется тем, что в расчетах отраженный от верхней поверхности канала скачок достигает обечайки и соответственно повышает уровень давления в области (0.7 < х < 0.8). На кормовом участке 0.8 < х < 1) экспериментальные точки удовлетворительно коррелируются с расчетными кривыми р = р(х). Структура расчетного поля течения для случая а = 10° по сравнению с а = 0 меняется только в деталях. В частности, внутри канала скачки от его верхней поверхности более интенсивны и, как следствие, достигают нижней поверхности (см. рис. 2, 3). Полученная картина течения соответствует моделированию в рамках уравнений Эйлера, описывающих течение невязкого газа. При наличии вязкости пространственная система скачков будет приводить к пространственным отрывным течениям и зонам рециркуляции, поэтому следует ожидать, что картина течения еще более усложнится.

Отметим, что по сравнению с течением около модели с острым клиновидным фюзеляжем [12] затупление носового клина фюзеляжа существенно видоизменяет систему скачков уплотнения и это приводит к перестройке течения около ГЛА, в частности, на входе ВЗ. Головная ударная вол-

на отходит от носового цилиндрического затупления и у нижней поверхности фюзеляжа образуется энтропийный слой газа, ухудшающий расходные и энергетические характеристики ВЗ. На рис. 9 — 11 рассмотрены газодинамические особенности течения около модели ГЛА с носовым затуплением в двух различных сечениях x = const (Мте = 6, а = 0 и 10°). На этих рисунках показана структура течения на входе в ВЗ, а также в кормовом срезе. Они дают общее представление о топологии внешнего течения для трех вариантов модели ГЛА.

Рис. 9. Структура ударного слоя в плоскости входа ВЗ: а — без щек; б — полные щеки; в — укороченные щеки

0 0.1 0.2 0.3 2

Рис. 11. Поле течения в поперечном сечении на кормовом срезе модели: а — без щек; б — полные щеки; в — укороченные щеки

О сложных режимах обтекания для различных моделей ГЛА можно судить по поведению изолиний числа Маха. Так, например, для угла атаки а = 0 (рис. 9) внутренние скачки от клиньев торможения приходят в окрестность передней кромки обечайки, а головная ударная волна расположена на значительном расстоянии от этих скачков и их влияние на ударную волну несущественно. Для моделей ГЛА без щек и с укороченными щеками два внутренних скачка сливаются в один, падающий на кромку обечайки. У модели с полными щеками поток газа до входа в ВЗ более заторможен, взаимодействующие внутренние скачки идут круче, и результирующий размытый скачок имеет тенденцию располагаться вне обечайки. При а = 10° (рис. 10) у всех трех моделей ГЛА головная ударная волна приближается к нижней поверхности фюзеляжа и интерферирует с внутренними скачками вне входа в ВЗ.

На рис. 11 для всех трех моделей ГЛА показана структура ударного слоя в кормовом сечении х = 1, где виден след головной ударной волны после взаимодействия с ударной волной от крыла. Об особенностях пространственного обтекания аппарата можно судить по изолиниям давления: в распределении изобар видны различные особенности и неоднородности, участки разгона и торможения потока.

Рассмотрим теперь подробную картину течения на поверхности моделей летательного аппарата при виде с боку. Об особенностях обтекания аппарата без щек можно получить представление по распределениям давления и числа М на его поверхности (рис. 12). Из анализа этого рисунка следует, что на цилиндрическом затуплении достигается максимум давления, далее область высокого давления простирается по плоскому днищу. Перепад давления вызывает поперечное перетекание газа и образование интенсивных волн разрежения на острых боковых ребрах фюзеляжа, поэтому на боковой поверхности у нижнего ребра располагается полоса пониженного давления.

Затем на плоской боковой поверхности фюзеляжа формируется висячий скачок уплотнения, след от которого наблюдается в виде жгута изолиний. За скачком уплотнения лежит область повышенного давления, которая широкой полосой тянется вдоль всей боковой поверхности.

У клиньев торможения образуются скачки уплотнения, и давление на наветренной поверхности фюзеляжа значительно возрастает. Это усиливает поперечное перетекание и приводит к появлению дополнительных полос пониженного и повышенного давления на боковой поверхности, отходящих от мест изломов нижней поверхности фюзеляжа. В области соединения фюзеляжа с крылом и гондолой можно обнаружить многочисленные неоднородности в потоке, являющиеся следствием общей сложной пространственной структуры течения.

Ниже по течению около передней части трапециевидного крыла (х = 60°) с клиновидным профилем возникает местный скачок уплотнения небольшой интенсивности, интерферирующий с головной ударной волной и отодвигающий ее от кромки (см. рис. 11). Интересно отметить, что верхняя поверхность крыла находится под отрицательным углом атаки относительно потока, повернутого на первом и втором клиньях торможения. Поэтому у верхней стороны крыла образуется скачок уплотнения, след которого виден на внешней поверхности гондолы. Вблизи задней острой кромки давление заметно падает в волнах разрежения, которые возникают на изломах профиля крыла. Пониженное давление наблюдается также у боковой кромки крыла, выходящего в невозмущенный поток.

Как следует из рис. 12, б, у боковой поверхности ГЛА без щек происходит несколько локальных поперечных взаимодействий сверхзвуковых потоков, имеющих различные газодинамические характеристики. Такого рода процессы видны в местах излома нижней поверхности фюзеляжа и у входа ВЗ. Как известно при столкновении двух сверхзвуковых потоков возможно несколько случаев взаимодействия с образованием контактных разрывов, волн разрежения и скачков уплотнения. На рисунке видны, прежде всего, контактные поверхности, а также волны разрежения и сжатия.

Как показал анализ течения (а = 0), для моделей ГЛА со щеками картина обтекания боковой поверхности изменяется. Например, у носовой части аппарата образуется след контактного разрыва, тянущийся вплоть до кормового среза. Изменение угла атаки а от нуля до 10° приводит к заметному повороту контактного следа в направлении невозмущенного набегающего потока, при этом контактный разрыв достигает плоской верхней поверхности ГЛА (рис. 12 — 14).

М00=6> а = 10”

У

0 0.25 0.5 0.75 х 1.0

Рис. 12. Распределение давления (а) и числа Маха (б) на боковой поверхности ГЛА без щек

Мж=6, а = 10“

У

0 0.25 0.5 0.75 х 1.0

1.1

1

09 0.8 0.7 0.6 0.5 0.4 0.3 0.2 0 1

0.7

0.6

05

0.4

0.3

0.2

0.1

Мер

4

3.5 3

2.5 2

1.5 1

0.5

3 2 1

а. град 10

а.град

10

'з

у

£,

а.град

0 2 4 6 8 10

Рис. 15. Внутренние характеристики воздухозаборника:

.........— острый фюзеляж без щек;--------затупленный фюзеляж:

1 — без щек; 2 — полные щеки; 3 — укороченные щеки

Около затупленной передней кромки фюзеляжа реализуется режим обтекания с отошедшей ударной волной, вследствие чего у поверхности модели ГЛА образуется энтропийный слой. Наличие этого эффекта было наглядно продемонстрировано ранее с помощью изолиний числа М в поперечных сечениях (рис. 9, 10), а также в плоскости симметрии течения (см. рис. 2, 3).

В энтропийном слое температура газа повышена, а плотность и скорость газа понижены по сравнению с потоком вне энтропийного слоя. В результате в пристеночной области снижается расход газа и происходит оттеснение потока от поверхности. Изменяется также форма скачков уплотнения, возникающих на клиньях торможения, и их фокусировка относительно входа в канал ВРД. Распределения газодинамических параметров на рис. 9, 10 дают представление о состоянии струи газа, втекающей во входное сечение В3. Из анализа поведения изолиний следует, что носовое затупление оказывает существенное влияние на газодинамику струи. Высокоэнтропийный слой газа, порожденный носовым затуплением фюзеляжа, приводит к заметному падению плотности, скорости и числа М по сравнению со случаем острого носового клина. Соответственно снижаются локальные характеристики ВЗ, в том числе коэффициент восстановления полного давления, число М и суммарный расход газа, поступающего в канал.

Влияние энтропийного слоя сказывается и на течении внутри канала. Взаимодействие отраженного скачка от внутренней поверхности обечайки с заторможенным в энтропийном слое потоком приводит к образованию области возвратного течения [13]. Наличие зоны возвратного течения уменьшает эффективное проходное сечение канала, что приводит к более сильному торможению потока и росту давления по сравнению со случаем острой кромки. Это связано с обширной областью дозвукового течения, целиком покрывающей верхнюю стенку канала (см. рис. 4). Как известно, торможение потока до дозвуковой скорости увеличивает потери полного давления, снижая энергетическую эффективность воздухозаборника. Соответственно для затупленного фюзеляжа без щек по сравнению с острым фюзеляжем снижаются внутренние характеристики ВЗ: коэффициент расхода f=f(а), а также осредненные по площади входа коэффициент восстановления полного давления уср и число Маха Мср (рис. 15). Для модели ГЛА с передними щеками даже в рамках невязкого обтекания отличия в характеристиках ВЗ в целом незначительно возрастают.

ВЫВОДЫ

1. Выполнено численное исследование (Мте = 6; 0 < а < 10°) пространственного невязкого обтекания моделей схематизированного ГЛА с ВРД с затупленным клиновидным фюзеляжем. При этом изучено влияние носового затупления и боковых передних щек воздухозаборника на структуру течения. Результаты расчетов сопоставлены с экспериментальными данными, полученными в аэродинамической трубе Т-121 ЦАГИ.

2. Показано, что носовое затупление фюзеляжа приводит к перестройке структуры течения по сравнению с ранее изученным течением около заостренного фюзеляжа. Для затупленного фюзеляжа свойственно формирование высокоэнтропийного слоя газа на нижней поверхности до входа в воздухозаборник, снижающего его внутренние характеристики: коэффициент расхода f, средние значения коэффициента восстановления полного давления уср и числа Маха Мср.

3. Из расчетного исследования следует, что установка дополнительных боковых щек до входа в воздухозаборник способствует незначительному росту значений коэффициента расхода f, однако другие характеристики воздухозаборника уср, Мср заметно падают. В то же время щеки препятствуют перетеканию заторможенного энтропийного слоя газа к верхней поверхности фюзеляжа и тем самым могут спровоцировать режим обтекания с «выбитой» ударной волной на входе в воздухозаборник.

Таким образом, численное моделирование обтекания моделей ГЛА позволило оценить влияние затупления фюзеляжа и передних щек на характеристики воздухозаборника, а также проанализировать газодинамические процессы, ответственные за это влияние.

ЛИТЕРАТУРА

1. J. of Spacecraft and Rockets. 2001. V. 38, № 6, р. 801 — 864.

2. Гусев В. Н. Аэротермодинамика ВКС / Сб. докладов школы-семинара ЦАГИ «Механика жидкости и газа». 1990, ч. II, с. 3 — 26.

3. Гусев В. Н. Интеграция планера гиперзвукового летательного аппарата с воздушно-реактивным двигателем // Ученые записки ЦАГИ. 1991. Т. XXII, № 5, с. 3 — 11.

4. Голубинский А. А., Косых А. П., Савин И. В., Челышева И. Ф. Численное моделирование сверхзвукового пространственного обтекания идеализированных компоновок ВКС совершенным газом и равновесно-диссоциирующим воздухом / Сб. докладов школы-семинара ЦАГИ «Механика жидкости и газа». 1990, ч. II, с. 78 — 104.

5. Gusev V. N., Blagoveshensky N. A., Zadonsky S. M. The Integration of Hypersonic Vehicle Airframe with an Airbreathing Engine // AIAA-93-5034.

6. Bissenger N. C.,Blagoveshensky N. A., Gubanov A. A., Gusev V. N., Starukhin V. P., Voevodenko N. V.,Zadonsky S. M. Improvement of forebody/inlet integration for hypersonic vehicle // Aerospace Science and Technology. 1998. N 8, p. 505 — 514.

7. Притуло М. Ф., Воеводенко Н. В., Губанов А. А., Коваленко В. В.,

Притуло Т. М., Ручьев В. М., Таковицкий С. А. Нетрадиционные аэродинамические схемы сверхзвуковых летательных аппаратов с высоким аэродинамическим качеством /

Сб. трудов Всероссийской научно-технической конференции «Фундаментальные исследования для гиперзвуковых технологий» // Труды ЦАГИ, вып. № 2636, 1998. Т. 2, с. 13 — 25.

8. Голубинский А. А., Косых А. П., Михайлов Ю. Я., Нерсесов Г. Г., Челышева И. Ф., Чинилов А. Ю., Юмашев В. Л. Математическое моделирование пространственного обтекания сверх- и гиперзвуковых летательных аппаратов / Сб. трудов

Всероссийской научно-технической конференции «Фундаментальные исследования для ги-перзвуковых технологий» // Труды ЦАГИ, вып. № 2636, 1998. Т. 2, с. 26 — 29.

9. Благовещенский Н. А., Гусев В. Н., Задонский С. М. Аэродинамика летательного аппарата с воздушно-реактивным двигателем при больших сверхзвуковых скоростях. «ЦАГИ — основные этапы научной деятельности 1993 — 2003». — М.: Физматлит, 2003, с. 184 — 192.

10. Благовещенский Н. А., Гусев В. Н., Задонский С. М. Особенности обтекания летательного аппарата, интегрированного с воздушно-реактивным двигателем при больших сверхзвуковых скоростях // Изв. РАН. МЖГ. 2004. № 4, с. 160 — 168.

11. Косых А. П., Михайлов Ю. Я., Нерсесов Г. Г., Челышева И. Ф., Юмашев В. Л. Исследование пространственных течений около летательных аппаратов сложной формы и определение их аэродинамических характеристик методами вычислительной аэродинамики. «ЦАГИ — основные этапы научной деятельности 1993 — 2003». — М.: Физматлит, 2003, с. 399 — 408.

12. Косых А. П., Нерсесов Г. Г., Челышева И. Ф., Юмашев В. Л. Численное моделирование пространственного обтекания сверхзвуковых летательных аппаратов и их элементов на основе многозонной технологии // Ученые записки ЦАГИ. 2004. Т. XXXV, № 1 — 2, с. 3 — 20.

13. Косых А. П., Нерсесов Г. Г., Челышева И. Ф., Юмашев В. Л. Многозонный расчет невязкого обтекания летательного аппарата интегральной компоновки // Ученые записки ЦАГИ. 2005. Т. XXXVI, № 3 — 4, с. 35 — 41.

Рукопись поступила 24/12011 г.