Публикация научных статей.
Вход на сайт
E-mail:
Пароль:
Запомнить
Регистрация/
Забыли пароль?

Научные направления

Поделиться:
Статья опубликована в №116 (апрель) 2023
Разделы: Физика, Техника
Размещена 30.04.2023. Последняя правка: 30.04.2023.
Просмотров - 758

ВЛИЯНИЕ СКОРОСТИ ОБТЕКАНИЯ И УГЛА АТАКИ НА АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ МОДЕЛИ ВЫСОКОСКОРОСТНОГО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА С УПРАВЛЯЮЩИМ ЩИТКОМ

Голубев Владимир Константинович

Кандидат физико-математических наук, доцент

Нижний Новгород; Университет Людвига-Максимилиана, Мюнхен

Независимый эксперт; приглашенный ученый

Аннотация:
Представлены результаты расчетного исследования сверхзвукового обтекания модели простого гиперзвукового летательного аппарата с управляющим щитком. Рассматривалась как базовая модель, представляющая собой простое сегментированное тело вращения, так и основная модель с плоским управляющим щитком, имеющим площадь, равную 0.04 площади основания модели. Диапазон рассматриваемых скоростей обтекания находился в пределах от 2 до 6 чисел Маха, а диапазон углов атаки находился в пределах десяти градусов. Расчет процесса обтекания моделей проводился с использованием трехмерной программы численного расчета внешнего обтекания объектов сверхзвуковым потоком сжимаемого газа. Решались полные осредненные уравнения Навье-Стокса, дополненные двухпараметрической моделью турбулентности Уилкокса. Для воздуха использовалось уравнение состояния идеального газа. В результате для обеих рассмотренных моделей были получены достаточно полные картины обтекания и их основные аэродинамические характеристики.


Abstract:
The results of a computational study of supersonic flow around a simple hypersonic air-vehicle model with a control flap are presented. We considered both the basic model, which is a simple segmented body of revolution, and the main model with a flat control flap which area was equal to 0.04 of the base area. The range of the considered flow velocities was from 2 to 6 Mach numbers, and the range of attack angles was within ten degrees. The calculation of the process of flow around the models was carried out using a three-dimensional program for the numerical calculation of the external flow around objects by a supersonic flow of compressible gas. The complete averaged Navier-Stokes equations supplemented by the Wilcox two-parameter turbulence model were solved. The equation of state of the ideal gas was used for air. As a result, quite complete flow patterns and the main aerodynamic characteristics were obtained for both considered models.


Ключевые слова:
модель гиперзвукового летательного аппарата; сверхзвуковое обтекание; аэродинамические характеристики; управляющий щиток; угол атаки; характер обтекания

Keywords:
hypersonic air-vehicle model; supersonic flow; aerodynamic characteristics; control flap; attack angle; flow character


УДК 533.6.011.5

Введение

Высокоскоростные летательные аппараты, способные осуществлять полет в атмосфере с гиперзвуковой скоростью (бо́льшей или равной 5 М) и маневрировать с использованием аэродинамических сил получили название гиперзвуковые летательные аппараты [1]. Исторический и познавательный интерес к созданию и совершенствованию подобного рода летательных аппаратов весьма широк [2]. Довольно полно общие вопросы, связанные с созданием гиперзвуковых летательных аппаратов и связанных с ними воздушно космических систем, рассматриваются в монографии [3], с которой было бы интересно ознакомиться не только специалистам, но и всем, интересующимся такими прикладными проблемами аэродинамики высоких скоростей.

Изучение гиперзвуковых пространственных течений вязкого теплопроводного газа является актуальной проблемой современной аэродинамики, связанной с разработкой летательных аппаратов нового поколения. Проведение летных и наземных испытаний требует очень больших финансовых затрат. Поэтому в настоящее время при разработке гиперзвуковых летательных аппаратов основное внимания уделяется численному моделированию, что позволяет существенно сократить затраты на проведение испытаний в аэродинамических трубах и в летных экспериментах. При этом в процессе расчета возможно определение всех параметров течения, тогда как в результате эксперимента могут быть измерены лишь отдельные газодинамические величины.

Вопросам исследования гиперзвуковой аэродинамики и ее приложений посвящено очень большое число работ. За последние несколько десятилетий можно отметить значительный прогресс в этом направлении, что отчетливо просматривается из сопоставления содержания одной из первых [4] и одной из последних [5] опубликованных по этому вопросу монографий. Следует также отметить монографию [6] в которой достаточно полно отражены вопросы моделирования процессов обтекания и управления аэродинамическими характеристиками летательных аппаратов различного назначения. Значительное внимание в ней уделено щитковым элементам управления.

В качестве примера подобного исследования можно привести работу [7], в которой рассмотрена задача численного моделирования внешнего гиперзвукового обтекания модели летательного аппарата Х-43. Методами расчетной аэродинамики исследовано влияния угла атаки α и скорости потока на поле течения и аэродинамические характеристики гиперзвукового летательного аппарата. Для каждого режима обтекания вычислены интегральные аэродинамические характеристики летательного аппарата, коэффициенты подъемной силы Cy и коэффициенты силы лобового сопротивления Cx.На основе этих результатов получены зависимости аэродинамического качества гиперзвуковой компоновки K от числа Маха M и угла атаки. Проведено сравнение данных летного эксперимента и испытаний летательного аппарата X-43 в аэродинамической трубе с результатами численного моделирования. Частично эти результаты показаны на рис. 1, 2.

 

Рис. 1. Поля температур в центральном осевом сечении модели летательного аппарата Х-43 при полете с нулевым углом атаки для чисел Маха М = 6, 8, 10 (соответственно а, б, в) [7].

 

Рис. 2. Аэродинамические характеристики летательного аппарата X-43 при различных углах атаки α и числе Маха M = 6.

Вопросы сверхзвуковой и гиперзвуковой аэродинамики моделей различных объектов [8-10], в том числе летательных аппаратов, входят в круг научных интересов автора. В частности, вопросы определения аэродинамических характеристик и характера обтекания моделей нескольких высокоскоростных летательных аппаратов докладывались автором на ведомственной [11] и всероссийской [12] конференциях, представлялись на зарубежной конференции [13].

В данной статье кратко приведены результаты расчетного изучения аэродинамических характеристик и характера обтекания модели простого гиперзвукового летательного аппарата с плоским управляющим щитком в диапазоне сверхзвуковых скоростей обтекания. На рис. 3 показана полученная при испытаниях в аэробаллистическом тире прямотеневая фотография силуэтного изображения этой модели и ее спектра обтекания при скорости 1220 м/с и угле атаки α = 4°. Естественно, что наряду с этой моделью рассматривается также и базовая модель, не имеющая управляющего щитка.

 

Рис. 3. Теневой спектр обтекания изучаемой модели с управляющим щитком [11].

Результаты расчетов

Итак, рассмотрено сверхзвуковое обтекание модели гиперзвукового летательного аппарата с плоским управляющим щитком и соответствующей базовой модели. Обе модели показаны на рис. 1, 2. Они имеют одинаковые номинальные обводы и одинаковый диаметр основания D = 60 мм. Длина моделей составляет 216 мм, а плоский щиток имеет площадь 0.04 S, где S - площадь основания модели.

 

Рис. 4. Базовая модель.

 

Рис. 5. Модель с управляющим щитком.

Расчеты процесса обтекания моделей в сверхзвуковом диапазоне начальных скоростей обтекания, соответствующем диапазону чисел Маха от 2 до 6, проводились с использованием инженерной программы EFD.Lab [14] путем численного решения полных осредненных по Рейнольдсу уравнений Навье-Стокса, дополненных простой двухпараметрической моделью турбулентности. Для воздуха использовалось уравнение состояния идеального газа. Диапазон углов атаки α находился в пределах 10°. Подход к решению задачи был таким же, как и в приведенных работах близкой направленности [8-10]. В результате решения были определены аэродинамические силы и моменты, действующие на обтекаемую поверхность моделей, а также все параметры течения газа в расчетном объеме, а именно поля давления, плотности, температуры и скорости. Полный расчет был разбит на несколько этапов, в конце каждого этапа производился анализ полученного решения и на его основе проводилось измельчение сетки в высокоградиентных областях параметров течения. Пример такой адаптации расчетной сетки показан на рис. 6, а на рис. 7 показан результат такого рода адаптации для всех рассмотренных скоростей обтекания.

 

Рис. 6. Фрагмент адаптированной расчетной сетки возле носовой части модели для угла атаки α = 0° при ее обтекании с начальной скоростью, соответствующей числу Маха М = 6, после 4-х этапов измельчения расчетных ячеек.

 

Рис. 7. Изменение коэффициентов лобового сопротивления базовой модели при увеличении числа счетных ячеек n для угла атаки α = 0° и числа Маха М = 2 - 6 (ромб, квадрат, треугольник, круг, ж).

Характер обтекания базовой модели в виде поля давления показан на рис. 8, 9 для двух случаев соответствующих разным углам атаки и числам Маха. Тут сразу же можно отметить явное влияние скорости обтекания и угла атаки на характер обтекания рассматриваемой базовой модели. Стоит указать, что подобные поля строились и подробно анализировались для всех случаев параметров обтекания и не только для давления, но и для плотности, температуры и скорости. Это позволяло оценивать значения всех этих параметров в каждой точке течения при любых значениях параметров обтекания из рассматриваемого диапазона.

 

Рис. 8. Характер обтекания базовой модели (поле давления) для случая α = 2°, М = 3.

 

Рис. 9. Характер обтекания базовой модели (поле давления) для случая α = 10°, М = 5.

Зависимости основных аэродинамических характеристик  базовой модели от скорости обтекания в диапазоне чисел Маха М = 2 - 6 приведены на рис. 10-12 для нескольких углов атаки. Стоит указать, что данные результаты более подробно анализировались с целью иметь возможность оценивать указанные аэродинамические характеристики для любых значений параметров обтекания в указанных диапазонах скоростей потока и углов атаки. Для этого приведенные на рис 10-12 результаты аппроксимировались с использованием полиноминальных зависимостей типа Fi(M) и Fj(α).

 

Рис. 10. Влияние скорости потока на коэффициент лобового сопротивления базовой модели для α = 0, 2, 5 и 10° (ромб, квадрат, треугольник и круг).

 

Рис. 11. Влияние скорости потока на коэффициент подъёмной силы базовой модели для α = 2, 5 и 10° (квадрат, треугольник и круг).

 

Рис. 12. Влияние скорости потока на коэффициент момента тангажа базовой модели для α = 2, 5 и 10° (квадрат, треугольник и круг).

Характер обтекания модели со щитком в виде поля давления показан на рис. 13, 14 для двух случаев, соответствующих одинаковому числу Маха и разным углам атаки. Тут сразу же можно отметить явное влияние управляющего щитка и угла атаки на характер обтекания этой модели. Так же, как и в случае базовой модели, подобные поля строились и подробно анализировались для всех случаев параметров обтекания и не только для давления, но и для плотности, температуры и скорости. Это позволяло оценивать значения всех этих параметров в каждой точке течения при любых значениях параметров обтекания из рассматриваемого диапазона.

 

Рис. 13. Характер обтекания модели с управляющим щитком (поле давления) для случая α = 0°, М = 2.

 

Рис. 14. Характер обтекания модели с управляющим щитком (поле давления) для случая α = 10°, М = 2.

Зависимости основных аэродинамических характеристик модели со щитком от скорости обтекания в диапазоне чисел Маха М = 2 - 6 приведены на рис. 15-17 для нескольких углов атаки. Данные результаты более подробно анализировались с целью иметь возможность оценивать указанные аэродинамические характеристики для любых значений параметров обтекания в указанных диапазонах скоростей потока и углов атаки. Для этого приведенные на рис 15-17 результаты аппроксимировались с использованием полиноминальных зависимостей типа Fi(M) и Fj(α).

 

Рис. 15. Влияние скорости потока на коэффициент лобового сопротивления модели с управляющим щитком для α = -2, 0, 2, 5 и 10° (ромб, квадрат, треугольник, круг и ж).

 

Рис. 16. Влияние скорости потока на коэффициент подъёмной силы модели с управляющим щитком для α = -2, 0, 2, 5 и 10° (ромб, квадрат, треугольник, круг и ж).

 

Рис. 17. Влияние скорости потока на коэффициент момента тангажа модели с управляющим щитком для α = -2, 0, 2, 5 и 10° (ромб, квадрат, треугольник, круг и ж).

Для всех рассмотренных случаев обтекания моделей были также получены результаты по распределению на поверхности моделей давления и температуры. В качестве такого примера на рис. 18, 19 показано распределение давления на задней поверхности модели со щитком для двух различных скоростей потока.

 

Рис. 18. Распределение давления на донной поверхности модели с управляющим щитком для случая α = 0°, М = 2.

 

Рис. 19. Распределение давления на донной поверхности модели с управляющим щитком для случая α = 0°, М = 6.

Заключение

Полученные в работе результаты по влиянию скорости обтекания и угла атаки на аэродинамические характеристики модели с фиксируемым плоским щитком и базовой модели без щитка дают набор базовых достаточно точных результатов для конкретных значений числа Маха и угла атаки. Использование массива этих значений и аппроксимационного подхода позволило решить прикладную задачу приближенного определения аэродинамических характеристик для модели с произвольным, в пределах указанного, размером щитка, и произвольных значений скорости обтекания и угла атаки. Эти результаты, в свою очередь, были использованы для планирования и первоначального анализа результатов аэробаллистических экспериментов, подобных выполненным в работах [11, 12].

Библиографический список:

1. Гиперзвуковой летательный аппарат: Материал из Википедии - свободной энциклопедии. [Электронный ресурс] – URL:https://ru.wikipedia.org/wiki/Гиперзвуковой_летательный_аппарат (дата обращения: 01.03.2023).
2. Анцупов О., Ищук П., Косяк И. Гиперзвуковые летательные аппараты: реальна ли опасновсть // Воздушно-космическая сфера. – 2016. – № 2(87). – С. 96-105. – URL: https://cyberleninka.ru/article/n/giperzvukovye-letatelnye-apparaty-realna-li-opasnost/viewer.
3. Меньшаков Ю. К. Гиперзвуковые летательные аппараты и воздушно-космические системы. – Москва: Изд-во Спутник, 2018, – 189 с.
4. Лунев В.В. Гиперзвуковая аэродинамика. – Москва: Машиностроение, 1975. – 328 с.
5. Anderson J. D. Hypersonic and High-Temperature Gas Dynamics: Third Edition. – Reston, Virginia: American Institute of Aeronautics and Astronautics, 2019. 869 p.
6. Калугин В. Т., Мордвинцев Г. Г., Попов В. М. Моделирование процессов обтекания и управления аэродинамическими характеристиками летательных аппаратов / Ред. В. Т. Калугин. – Москва: Изд-во МГТУ им. Н. Э. Баумана, 2011. – 527 с.
7. Железнякова А. Л., Суржиков С. Т. Численное моделирование гиперзвукового обтекания модели летательного аппарата X-43 // Вестник МГТУ им. Н. Э. Баумана. Сер. Машиностроение. – 2010. – №1. – С. 3-19.
8. Голубев В. К. Аэродинамическое взаимодействие двух сферических объектов при сверхзвуковом обтекании [Электронный ресурс] // Sci-article.ru. – 2020. URL: http://sci-article.ru/stat.php?i=1603531380 (дата обращения: 26.10.2020).
9. Голубев В. К. Сверхзвуковое обтекание и аэродинамическое взаимодействие фрагментов кубической формы [Электронный ресурс] // Sci-article.ru. – 2020. URL: http://sci-article.ru/stat.php?i=1608824775 (дата обращения: 28.12.2020).
10. Голубев В. К. Сверхзвуковое обтекание и аэродинамические характеристики разделяющейся модели [Электронный ресурс] // Sci-article.ru. – 2021. – URL: http://sci-article.ru/stat.php?i=1617737878 (дата обращения: 09.04.2021).
11. Герасимов С. И., Голубев В. К., Файков Ю. И. Экспериментальная и расчетная визуализация сверхзвукового обтекания и определение аэродинамических характеристик моделей гиперзвуковых летательных аппаратов с управляющими щитками // Материалы XXХIII Научно-технической конференции "Проектирование боеприпасов". – Москва: МГТУ им. Баумана, 2006. С. 55-57.
12. Герасимов С.И., Голубев В.К., Файков Ю.И. Экспериментальная и расчетная визуализация сверхзвукового обтекания и определение аэродинамических характеристик моделей гиперзвуковых летательных аппаратов различного типа // Материалы V Всероссийской научной конференции "Фундаментальные и прикладные проблемы современной механики". – Томск: Томский университет, 2006. – С. 27-32. – URL: https://disk.yandex.ru/i/L-I6qyXDNmx2EA (дата обращения: 09.04.2023).
13. Golubev V. K. Computational analysis of supersonic flow past hypersonic vehicles models // The 11th Iranian Aerospace Society Conference. – Tehran: Shahid Sattari Aeronautical University of Science and Technology, 2012. – 8 p.
14. Алямовский А. А., Собачкин А. А., Одинцов Е. В., Харитонович А. И., Пономарев Н. Б. SolidWorks 2007/2008. Компьютерное моделирование в инженерной практике. – Санкт-Петербург: БХВ-Петербург, 2008. – 1040 с.




Рецензии:

30.04.2023, 22:45 Толымбекова Лязат Байгабыловна
Рецензия: Рецензия на научную статью «Влияние скорости обтекания и угла атаки на аэродинамические характеристики модели высокоскоростного летательного аппарата с управляющим щитком» Автором проведена большая работа по исследованию сверхзвукового обтекания модели простого гиперзвукового летательного аппарата с управляющим щитком. Испытания гиперзвуковых летательных аппаратов очень затратно, поэтому в настоящее время при разработке таких летательных аппаратов основное внимания уделяется численному моделированию, что позволяет существенно сократить затраты на проведение испытаний в аэродинамических трубах и в летных экспериментах. Автором проведены расчеты, при которых возможно определение практически всех параметров течения. В результате решения были определены аэродинамические силы и моменты, действующие на обтекаемую поверхность моделей, а также все параметры течения газа в расчетном объеме, а именно поля давления, плотности, температуры и скорости. Полученные в работе результаты дают набор базовых достаточно точных результатов для конкретных значений. Поставленная задача была решена. Статья, несомненно, обладает всеми признаками актуальности, научной новизны и практической ценности. Рекомендую к публикации в научном журнале SCI-ARTICLE. В процессе написания рецензии ознакомилась с другими работами автора и хотела бы отметить их высокий уровень. Автор много работ посвятил вопросам сверхзвуковой и гиперзвуковой аэродинамики моделей различных объектов, что говорит о его высоком профессионализме в данной области научных интересов.

01.05.2023 21:21 Ответ на рецензию автора Голубев Владимир Константинович:
Благодарю уважаемого рецензента Толымбекову Лязат Байгабыловну за интерес к работе и развернутую положительную оценку статьи. В свою очередь из соображений взаимности ознакомился с присутствующими в сети Интернет реальными достижениями рецензента и хочу пожелать дальнейших успехов в сфере ее научной и педагогической деятельности.



Комментарии пользователей:

2.05.2023, 10:59 Толымбекова Лязат Байгабыловна
Отзыв: Благодарю Вас, Владимир Константинович, за обратную связь! Желаю творческих успехов во всех Ваших начинаниях и научно-исследовательской деятельности!


14.05.2023, 22:33 Лобанов Игорь Евгеньевич
Отзыв: Можно узнать у автора, почему он остановил свой выбор на двухпараметрической модели турбулентности Уилкокса? Почему для данного вида течений она наиболее адекватна. Например, для турбулентных течений в каналах с турбулизаторами (которые я исследую) адекватна модель Ментера.


22.05.2023, 8:28 Голубев Владимир Константинович
Отзыв: В конкретном случае инженерного расчета сверхзвукового обтекания простых конструкций модель Уилкокса является достаточно адекватной. Использование несколько более сложной модели Ментера в подобных случаях практически не сказывается на конечных результатах расчета.


Оставить комментарий


 
 

Вверх