Многозонный расчет невязкого обтекания летательного аппарата интегральной компоновки

Том XXXVI

УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ ЦАГИ 2 00 5

№ 3 — 4

УДК 629.782. 015.3

МНОГОЗОННЫЙ РАСЧЕТ НЕВЯЗКОГО ОБТЕКАНИЯ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА ИНТЕГРАЛЬНОЙ КОМПОНОВКИ

А. П. КОСЫХ, Г. Г. НЕРСЕСОВ, И. Ф. ЧЕЛЫШЕВА, В. Л. ЮМАШЕВ

Интерес к интегральной компоновке летательного аппарата с прямоточным двигателем связан с развитием воздушно-космической техники и выражается в заметном количестве публикаций на эту тему. При разработке таких аппаратов приходится решать специфические задачи: с одной стороны, снизить сопротивление и повысить эффективность воздухозаборника, а с другой стороны — обеспечить тепловую защиту конструкции при высоких скоростях полета. Эти требования часто находятся в противоречии друг с другом и нуждаются в проведении специальных исследований. С этой целью в настоящей работе рассматривается схематизированная модель летательного аппарата интегральной компоновки, которая имеет цилиндрическое затупление широкой передней кромки фюзеляжа, вводимое для снижения тепловых потоков в критической области. Затупленная передняя кромка приводит к образованию энтропийного слоя на нижней поверхности модели, отрицательно влияющего на расходные и энергетические характеристики воздухозаборника. Эти эффекты исследуются путем численного моделирования пространственного поля течения около модели в невязком приближении. Геометрические особенности модели диктуют необходимость разбиения всей области течения на ряд подобластей и использования системы многозонного расчета течений АРГОЛА-2, приспособленной для параллельных вычислений на многопроцессорной ЭВМ МВС-1000.

Создание трансатмосферного гиперзвукового летательного аппарата с прямоточным воздушно-реактивным двигателем (ГЛА с ВРД) признается перспективной задачей, о чем свидетельствуют многочисленные конференции и публикации на эту тему. В частности, обширную библиографию недавних зарубежных работ, посвященных проблеме ГЛА с ВРД, можно найти в [1]. Отечественные исследования в этом направлении также представлены достаточно большим числом работ (см. [2] — [11]).

Для аппаратов такого типа характерен выбор интегральной компоновки, в которой планер и двигательная установка составляют одно целое [2], [3]. Летательный аппарат должен удовлетворять ряду требований: иметь возможно меньшее лобовое сопротивление, создавать условия для эффективной работы двигательной установки, обеспечивать теплозащиту конструкции в условиях интенсивного аэродинамического нагрева. Между этими требованиями возникают противоречия: так, для снижения лобового сопротивления и повышения

энергетической эффективнос-

ти ВРД желательны заостренные кромки элементов конструкции, а для снижения тепловых потоков необходимы затупленные кромки. Поэтому разработка ГЛА выдвигает ряд фундаментальных задач в области аэротермодинамики и требует проведения комплексных исследований с сочетанием аналитических, экспериментальных и численных методов.

Авторами работ [6], [10] предложена модель ГЛА для изучения различных аспектов аэродинамики интегральной компоновки и эффективности воздухозаборника ВРД. Характерные особенности модели включают прямоугольное поперечное сечение фюзеляжа, кусочно-плоское днище с несколькими клиньями торможения потока, внутренний канал, имитирующий ВРД, трапециевидное крыло с острыми кромками и углом стреловидности 60°, а также возможность

варьировать форму отдельных конструктивных элементов. С этой моделью проведены экспериментальные исследования в аэродинамических трубах для серии режимов обтекания и нескольких вариантов формы конструктивных элементов. В работе [11] выполнено численное моделирование пространственного обтекания модели с острой передней кромкой фюзеляжа.

Настоящая работа продолжает численное исследование обтекания модели ГЛА, но здесь рассматривается вариант модели с затупленной передней кромкой фюзеляжа (рис. 1). Практическое значение затупленной передней кромки состоит в снижении теплового потока в критической области, что необходимо в реальных условиях полета. Однако при этом возникает режим обтекания с отошедшей головной ударной волной и образуется энтропийный слой на поверхности модели, который ухудшает расходные и энергетические характеристики воздухозаборника, а также изменяет фокусировку скачков относительно входа в канал ВРД. Оценка этих эффектов и является конечной целью проводимого исследования.

Расчет пространственного обтекания модели ГЛА осуществлен в приближении невязкого и нетеплопроводного газа с показателем адиабаты у = 1.4. Численное решение задачи основано на дискретном представлении поля течения с помощью многозонной регулярной сетки и рассмотрении баланса массы, импульса и энергии в элементарных ячейках с использованием одного из вариантов метода Годунова и установления по времени. Эта технология реализована в системе многозонного расчета АРГОЛА-2, применена в настоящем случае так же, как и ранее в [11]. Однако на этот раз геометрические особенности модели потребовали построения более сложной расчетной сетки и разбиения области течения на большее число подобластей. Выполнению расчетов способствовало использование параллельных вычислений на

многопроцессорной ЭВМ МВС-1000.

1. Расчетная область и сетка. При сверхзвуковом обтекании область возмущенного течения около модели отделена от однородного набегающего потока головной ударной волной. Расчетная область выбирается таким образом, чтобы полностью охватить область возмущенного течения и головную ударную волну. Расчетная сетка разбивается на несколько зон по длине модели, обозначенных на рис. 2 буквами А, В, С, D, E, F, G, V, W. В свою очередь, каждая зона содержит несколько подобластей, рассматриваемых совместно. Поскольку скорость течения в возмущенной области на большем протяжении остается сверхзвуковой и отсутствует влияние вверх по потоку, каждая зона может рассчитываться отдельно, если уже рассчитаны зоны выше по течению.

Особого внимания заслуживает носовая часть модели, имеющая цилиндрическую переднюю кромку конечной ширины, переходящую в клин (рис. 3). Если обтекание бесконечного цилиндра имеет двумерный характер и

Рис. 2. Многозонная расчетная область и изолинии давления в плоскости симметрии ГЛА

Рис. 3. Распределение давления по поверхности затупленной носовой части

является традиционным предметом численного моделирования, то конечные размеры цилиндра придают обтеканию существенно трехмерный характер. Требуется тщательное моделирование течения в этой области, поскольку именно здесь формируется энтропийный слой, который далее оказывает определяющее влияние на характеристики воздухозаборника.

При построении расчетной сетки около носовой части приходится решать задачу сопряжения округлых и прямолинейных форм и при этом избегать появления особых точек с бесконечным сгущением узлов. В результате была построена многозонная сетка, изображенная на рис. 4 (на всех рисунках количество интервалов сетки уменьшено вдвое для наглядности).

Торцевая сторона цилиндрической части разбита на четыре подобласти: одну центральную и три периферийных, каждая из которых выглядит как криволинейный четырехугольник. К центральной и двум периферийным подобластям примыкают три подобласти на боковой поверхности клина. Такая конфигурация трех подобластей на боковой поверхности модели сохраняется всюду ниже по течению в силу принятого в системе АРГОЛА-2 принципа регулярного сопряжения подобластей.

Внешняя граница расчетной области с верхней стороны образована гиперболой, подобранной так, чтобы головная ударная волна лежала целиком внутри расчетной области. Внешняя граница с нижней стороны строится по параболе и далее по касательной прямой, приходящей строго на нижнюю кромку воздухозаборника (это снова

требование регулярного сопряжения подобластей). Поскольку ударная волна выходит за пределы этой границы, с некоторого момента снизу добавляется дополнительный ряд подобластей, как показано на рис. 2. С боковой стороны расчетная область ограничена вертикальной плоскостью, идущей под необходимым углом относительно продольной оси модели.

Поперечное сечение модели представляет собой прямоугольник, поэтому все подобласти и сетка в них имеют в поперечном сечении прямоугольную форму (рис. 5). В окрестности угловых

Рис. 4. Многозонная расчетная сетка около затупленной носовой части

Рис. 5. Расчетная сетка (а) и поле течения в поперечном сечении между зонами Е и О: изолинии

давления

потока, поэтому здесь введено сгущение узлов сетки.

Рис. 6. Мн°г°з°нная расчетная сетка в области Количество подобластей в каждом сечении равно 7 либо крыла 9 (если имеется дополнительный нижний слой

подобластей). Во всех зонах принята одинаковая схема нумерации подобластей, как на рис. 5. Например, С1 — это подобласть в зоне С, примыкающая к днищу модели, Б4 — это верхняя боковая подобласть в зоне Б и т. д.

В окрестности крыла сетка приобретает более сложную конфигурацию и делится на пять зон Н, Т, и, V, рассчитываемых совместно (рис. 6). Зоны V и W соответствуют очертаниям крыла и фюзеляжа, зона Н содержит течение перед крылом, зоны Т и И — течение сбоку от крыла. Всего в этих зонах насчитывается 36 подобластей. На рис. 6 некоторые подобласти не показаны или представлены только внешними обводами, чтобы заглянуть внутрь многослойной конструкции подобластей. На рис. 7 показан фрагмент сетки около торцевого среза крыла. Здесь введены две дополнительные подобласти 81 и 82, повторяющие форму торца и расположенные в промежутке между Т2 и И2 сверху и Т6 и И6 снизу. Из-за острых передней и задней кромок крыла в 81 и 82 имеются вырожденные угловые точки, где две различные вершины четырехугольной подобласти сливаются в одну точку. Именно наличие кратных вершин потребовало поделить торец на две подобласти 81 и 82 (и соответственно остальную сетку на Т и И, V и "), чтобы избежать неоднозначности при работе алгоритма автоматического сопряжения областей

в системе АРГОЛА-2. В итоге пространственная расчетная сетка около модели летательного

аппарата содержала 90 подобластей и 3.9 -106 ячеек.

2. Результаты расчета поля течения. Расчет пространственного поля течения вокруг модели ГЛА с ВРД выполнен для случая обтекания совершенным газом с показателем адиабаты у = 1.4, числом М = 6 и под углом атаки а = 10°. О характере обтекания затупленной носовой

части модели можно судить по распределению давления на ее поверхности, показанному на рис. 3. На цилиндрическом затуплении достигается максимум давления; далее область высокого давления продолжается на плоском днище с наветренной стороны. Перепад давления вызывает поперечное перетекание газа и образование интенсивных волн разрежения на острых боковых кромках, которые можно наблюдать на рис. 5 по изолиниям ^ р в поперечном сечении. Поэтому

на боковой поверхности у нижней кромки располагается полоса пониженного давления. Далее на плоской боковой поверхности поперечный поток испытывает торможение и образуется местный скачок уплотнения, выше которого лежит область повышенного давления. Спереди эта область повторяет форму носового скругления, а далее тянется широкой полосой вдоль всей боковой поверхности с постепенным снижением интенсивности.

Рис. 8. Поле течения в поперечном сечении на кормовом срезе модели: изолинии давления

На изломах нижней поверхности модели (на клиньях торможения) формируются скачки уплотнения, и давление значительно возрастает (зоны Б и О на рис. 2). Это усиливает поперечное перетекание и приводит к появлению новых полос пониженного и повышенного давления на боковой поверхности, отходящих от изломов (см. рис. 1).

О пространственном характере поля течения можно судить по изолиниям давления и числа Маха в поперечных сечениях. На рис. 5 показано сечение на границе между зонами Б и О, на рис. 8 — сечение, соответствующее задней кромке крыла и кормовому срезу модели. В поперечном распределении параметров видны многочисленные особенности и неоднородности, участки разгона и торможения поперечного потока, связанные со сложной пространственной картиной обтекания.

Результатом всего этого является распределение давления по поверхности крыла и прилегающей части фюзеляжа, показанное на рис. 1. Интересно, что передняя часть крыла находится под отрицательным углом атаки относительно потока, повернутого на изломах донной поверхности в предшествующих зонах Б и О.

Поэтому на верхней стороне крыла возникает область повышенного давления с образованием скачка, след которого виден на боковой поверхности фюзеляжа.

Ближе к задней кромке крыла давление снижается из-за волн разрежения на изломах профиля крыла.

Пониженное давление наблюдается также в окрестности боковой кромки крыла, лежащей в невозмущенном потоке, относительно которого крыло имеет положительный угол атаки.

3. Влияние энтропийного слоя. Около

затупленной передней кромки фюзеляжа образуется

отошедшая головная ударная волна, в результате чего

возникает энтропийный слой на поверхности модели.

Это хорошо видно по изолиниям числа Маха в

поперечном сечении на рис. 5, а также в плоскости

симметрии на рис. 9, где результаты расчета для Рис. 9 Из°линии числа Маха в пл°ск°сти

симметрии в случае острой

случая затупленной передней кромки сравниваются с

ґ ґ ґ передней

кромки фюзеляжа

У

а)

У

б)

=Т4 ^

. 7.6 Р 'о с=г^—

(^11 ~ —5-5°— у*1

ю

Р» «*

а)

0 г 0 2

Рис. 10. Изолинии плотности и продольной скорости на входе в канал ВРД в случае острой

передней кромки фюзеляжа

аналогичными результатами для случая острой кромки [11].

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 тела. Изменяется также форма скачков уплотнения, возникающих на клиньях торможения, и их фокусировка относительно входа в канал ВРД.

Одной из важных характеристик ВРД является суммарный расход газа, поступающего в канал. Для его определения надо рассмотреть пространственное поле течения на входе в канал, полученное в результате расчета. На рис. 10 показаны изолинии плотности р и скорости их на входе

в канал для случаев затупленной и острой передней кромки фюзеляжа, демонстрирующие их качественное различие. Количественную разницу удобнее оценить по графикам изменения плотности и скорости газа поперек канала в вертикальном направлении на рис. 11. Суммарный расход газа получается интегрированием величины рих по площади входа в канал. В случае затупленной кромки получено снижение суммарного расхода на 10—15% по сравнению с острой кромкой. Влияние энтропийного слоя сказывается и на течении

N

^р

их

:б)

0.2

0 4

0.6

0.8

1.0

У

Рис. 11. Профили плотности и продольной скорости на входе в канал ВРД в случае острой (а) и затупленной (б) передней кромки фюзеляжа

Рис. 12. Поле давления и линии тока в канале ВРД в случае острой (а) и затупленной (б) передней кромки фюзеляжа

внутри канала. Взаимодействие скачка от обечайки с заторможенным в энтропийном слое потоком приводит к образованию области возвратного течения (рис. 12, б). В случае острой передней кромки энтропийный слой отсутствует, и подобное явление не наблюдается (рис. 12, а). 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. При этом в остальной части канала поле давления оказывается более однородным. Это связано с обширной областью дозвукового течения, целиком покрывающей верхнюю стенку канала в зоне P. Как известно, торможение потока до дозвуковой скорости увеличивает потери полного давления, снижая энергетическую эффективность воздухозаборника.

Таким образом, численное моделирование обтекания модели ГЛА позволило оценить влияние затупленной передней кромки фюзеляжа на работу воздухозаборника, а главное — проанализировать элементарные газодинамические процессы, ответственные за это влияние. Это открывает перспективу дальнейших параметрических исследований с целью выбора оптимальных параметров компоновки ГЛА.

Выводы. 1. Система многозонного расчета пространственных течений АРГОЛА-2 применена для численного моделирования обтекания модели ГЛА с ВРД с затупленной передней кромкой клиновидного фюзеляжа.

2. Затупленная передняя кромка приводит к образованию энтропийного слоя, который оттесняет поток газа от поверхности модели, изменяет фокусировку скачков относительно входа в канал ВРД и снижает расход газа, поступающего в ВРД.

3. Взаимодействие скачка от обечайки с энтропийным слоем приводит к образованию зоны возвратного течения в канале ВРД. В результате уменьшается эффективное проходное сечение канала, происходит более сильное торможение потока, образуется обширная область дозвукового течения и снижается энергетическая эффективность воздухозаборника.

Работа выполнена при поддержке РФФИ, проекты 01-01-00633, 02-07-90475, 04-07-90345-В.

ЛИТЕРАТУРА

1. Cockewll C. E. Jr., Engelund W. C., Bittner R. D., Jentink T. N., Dille y A. D., F r e n d i A. Integrated aeropropulsive computational fluid dynamics methodology for hyper-X flight experiment // J. of Spacecraft and Rockets — 2001. Vol. 38, N 6.

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

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

4. Б ах ар ев С. A., Гу рыл ев В. Г., Косых А. П. Аэродинамические характеристики затупленного крыла с отбором воздуха через воздухозаборник при сверх- и гиперзвуковых скоростях // Ученые записки ЦАГИ. — 1991. Т. XXII, № 1.

5. 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», ч. II. — 1990.

6. Gusev V. N., Blagoveshensky N. A., Zadonsky S. M. The integration of hypersonic vehicle airframe with an airbreathing engine // AIAA-93-5034.

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

8. 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». — 1998. Т. 2.

9. Голубинский А. А., Косых А. П., Михайлов Ю. Я., Нерсесов Г. Г., Челышева И. Ф., Чини лов А. Ю., Юмашев В. Л. Математическое моделирование пространственного обтекания сверх- и гиперзвуковых летательных аппаратов. / Сб. трудов Всероссийской научно-технической конференции «Фундаментальные исследования для гиперзвуковых технологий». — 1998. T. 2.

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.

11. 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.

Рукопись поступила 21/12004 г.