УДК 533.6
ПРИМЕНЕНИЕ МЕТОДА РАСЩЕПЛЕНИЯ ПО ФИЗИЧЕСКИМ ПРОЦЕССАМ ДЛЯ РАСЧЕТА ГИПЕРЗВУКОВОГО ОБТЕКАНИЯ ПРОСТРАНСТВЕННОЙ МОДЕЛИ ЛЕТАТЕЛЬНОГО
АППАРАТА СЛОЖНОЙ ФОРМЫ © 2013 г. А. Л. Железнякова, С. Т. Суржиков
Учреждение Российской академии наук Институт проблем механики им. А.Ю. Ишлинского РАН, Москва E-mail: surg@ipmnet.ru, a.zheleznyakova@mail.ru Поступила в редакцию 25.12.2012 г.
На примере внешнего гиперзвукового обтекания модели демонстрационного беспилотного самолета сложной формы X-43 исследуются возможности вычислительного комплекса, разработанного в ИПМех РАН. Программный комплекс включает генератор неструктурированных поверхностных и объемных расчетных сеток и серию компьютерных кодов, реализующих интегрирование полной системы уравнений Эйлера или Навье—Стокса с использованием метода расщепления по физическим процессам на неструктурированной сетке. Приведены результаты применения развитого численного метода на созданных неструктурированных расчетных сетках для трехмерного моделирования аэротермодинамики гиперзвукового летательного аппарата сложной конфигурации Х-43. Исследовалось поле течения и процессы теплообмена во всей области течения от головной ударной волны до дальнего следа. Изучалась конфигурация ударных волн, образующихся при обтекании гиперзвукового летательного аппарата. Исследовалось влияние угла атаки и скорости потока на поле течения, аэродинамические и тепловые характеристики поверхности ГЛА. Для каждого режима обтекания вычислялись интегральные аэродинамические характеристики X-43, коэффициенты подъемной силы CL, коэффициенты силы лобового сопротивления CD. На основе этих результатов получены зависимости аэродинамического качества K гиперзвукового летательного аппарата от числа Маха и угла атаки. Проведено сравнение данных летного эксперимента и испытаний X-43 в аэродинамической трубе с результатами численного моделирования.
Б01: 10.7868/80040364413050232
ВВЕДЕНИЕ
В последнее десятилетие в ведущих зарубежных странах повышенное внимание уделяется научно-исследовательским и опытно-конструкторским работам, проводимым в интересах создания новых видов авиационной и космической техники, в частности гиперзвуковых летательных аппаратов (ГЛА), имеющих диапазон скоростей на крейсерском режиме 4 < М < 12, включая пилотируемые и беспилотные самолеты различных классов и назначения. Анализ потенциальных возможностей перспективных двигателей, используемых в авиационной и космической технике, показал, что наибольшей эффективностью для таких летательных аппаратов будут обладать гиперзвуковые прямоточные воздушно-реактивные двигатели (ГПВРД) [1, 2].
Химические ракетные двигатели (в том числе и ЖРД) имеют очень низкий удельный импульс (из-за большого массового расхода рабочего тела). Для данного типа двигательной установки до-
стигнут предел энергетических возможностей топлива, поэтому теоретически не предвидится возможность существенного увеличения их удельного импульса и, следовательно, снижения затрат на изготовление и эксплуатацию таких систем.
Турбореактивный двигатель (ТРД) может использоваться для полетов со скоростями М < 3 (при М ~ 3 происходит выравнивание давлений поступающего в двигатель воздуха и газов за турбиной, следовательно, компрессор уже не нужен). При числах Маха М > 3 необходимо переходить на прямоточный контур, где набегающий воздух тормозится в сужающейся передней части, что обеспечивает повышение давления, а затем направляется прямо в камеру сгорания двигателя. Прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ПВРД) эффективен при скоростях полета в диапазоне 3 < М < 6. При торможении встречного потока воздуха он не только сжимается, но и нагревается, поэтому для скоростей М > 6 дальней-
ший нагрев рабочего тела за счет сжигания топлива становится проблематичным из-за ограничений, накладываемых термической прочностью конструкционных материалов, из которых изготовлена камера сгорания двигателя.
При M > 6 планируется применение так называемых ГПВРД. Торможение потока воздуха во входном устройстве ГПВРД происходит лишь частично, и на протяжении всего остального тракта движение рабочего тела остается сверхзвуковым. При этом температура после сжатия относительно низка, что позволяет сообщить рабочему телу значительное количество тепла. За счет сжигания горючего рабочее тело ускоряется, так что скорость его истечения превышает скорость полета. Организация горения топлива в сверхзвуковом потоке составляет одну из главных проблем создания ГПВРД (при таких скоростях впрыскиваемое в камеру сгорания топливо не успевает воспламеняться).
Уже к 1990 г. было разработано достаточное число технических решений, которые после лабораторных испытаний должны были использоваться на будущих гиперзвуковых воздушно-космических летательных аппаратах. Ключевой технологией для всех разработок являлся проточный воздушно-реактивный двигатель для гиперзвуковых полетов [3]. К этому времени технологии создания новых материалов и конструкторские достижения делали возможным разработку реального летательного аппарата с использованием таких двигательных установок.
Главным условием создания ГЛА являлась демонстрация работоспособности гиперзвукового проточного воздушно-реактивного двигателя в условиях полета.
В США для решения проблем освоения гиперзвука была создана программа Hyper-X, основными целями которой являлись отработка, оценка технологий создания и летные испытания прототипа интегрированного гиперзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя для летательных аппаратов различного назначения, использующего в качестве горючего водород, а в качестве окислителя — кислород из окружающей воздушной среды [4]. При этом основное внимание уделялось исследованию вопросов интеграции планера и ГПВРД.
В рамках программы были изготовлены три экспериментальных беспилотных гиперзвуковых аппарата X-43A (рис. 1а) длиной 3.66 м и взлетной массой около 1300 кг, рассчитанных на максимальную скорость полета до 11600 км/ч (~3200 м/с) [3, 5].
Программа включала наземную и летную фазы испытаний экспериментального ГЛА Hyper-X.
Подготовка к летной части программы Hyper-X сопровождалась наземными испытаниями в аэродинамических трубах НИЦ NASA Langley
[7—10]. В результате были получены экспериментальные данные, необходимые для проведения полномасштабного летного испытания (при запланированных скоростях M = 7 и M = 10). В этих экспериментах впервые проводилась продувка интегрированной модели: планера и ГПВРД. В ходе испытаний тестировался гиперзвуковой двигатель, установленный на корпус летательного аппарата. Интеграция двигателя и корпуса позволила учесть сложные трехмерные возмущения, возникающие при обтекании передней части Х-43, и получить картину течения в задней части ГЛА. Также были получены экспериментальные данные по тепловым и динамическим характеристикам поверхности гиперзвукового летательного аппарата, исследовались аэродинамические характеристики Х-43. Испытания проводились с закрытым и открытым трактом ГПВРД, с включенным и выключенным зажиганием. Проводившиеся эксперименты позволили оценить тепловые и динамические нагрузки, которые испытывает летательный аппарат при скоростях полета M = 7 и M = 10. На основе полученных данных разрабатывались системы защиты наиболее теплонапря-женных участков интегрированной модели ГЛА Х-43: кромок носа, крыльев, воздухозаборника, проточной части ГПВРД.
На наземном оборудовании удалось смоделировать процесс обтекания интегрированной модели летательного аппарата Х-43 с учетом процессов горения в двигательной установке в условиях, максимально приближенных к условиям летного эксперимента. Испытания подтвердили работоспособность конструкции ГПВРД на скорости полета M = 10 и более.
Программой летных испытаний было намечено выполнить 2 полета со скоростью M = 7 и третий со скоростью M = 10.
Запуск и ускорение аппарата Х-43А планировалось осуществить с помощью твердотопливной ракеты-носителя Pegasus, запускаемой с борта экспериментального самолета B-52 на высоте около 6000 м. После отделения ЛА от носителя на высоте около 30000 м предусмотрено кратковременное включение ГПВРД для разгона до заданной скорости, а затем выполнение гиперзвуковых полетов и планирования продолжительностью до 15 мин (для регистрации аэродинамических характеристик), при этом расчетная дальность полета аппарата — 1300 км [5].
Первый испытательный полет ГЛА закончился его потерей из-за неполадок в системе наведения ракеты-носителя "Пегас" (Pegasus) [3].
В ходе второго, успешного, летного эксперимента гиперзвуковой аппарат достиг запланированной для этих испытаний скорости в 2100 м/с (M ~ 7) [11]. В процессе эксперимента проводились измерения давлений и тепловых нагрузок на
Рис. 1. Экспериментальный беспилотный гиперзвуковой аппарат Х-43: (а) — эскиз модели ГЛА Х-43 [3, 5]; (б) — компьютерная модель поверхности Х-43, созданная с использованием SolidWorks [6].
(a)
3660
У
поверхность ГЛА, а также температурные измерения наиболее теплонапряженных участков (носовой части, горизонтального и вертикального хвостового оперения), получены данные по конвективному нагреву поверхности Х-43.
По данным NASA, в ходе третьего испытательного полета беспилотный самолет X-43 был разогнан до скорости 3000 м/с (M « 10) [12].
При проектировании гиперзвуковых летательных аппаратов приходится сталкиваться со специфическими аэродинамическими и теплофизи-ческими проблемами [2].
ПВРД и ГПВРД, будучи эффективными при гиперзвуковых скоростях полета, неработоспособны при низких скоростях и не могут самостоятельно стартовать и разгоняться. Поэтому для достижения начальной скорости, при которой
силовые установки становятся эффективными, аппарат с ПВРД или ГПВРД нуждается во вспомогательном приводе, который может быть обеспечен, например, твердотопливным ракетным ускорителем или самолетом-носителем.
При гиперзвуковых скоростях полета аэродинамические характеристики всего планера летательного аппарата и его отдельных элементов будут существенно влиять на тяговые характеристики силовой установки, так как взаимодействие компоновки
Для дальнейшего прочтения статьи необходимо приобрести полный текст. Статьи высылаются в формате PDF на указанную при оплате почту. Время доставки составляет менее 10 минут. Стоимость одной статьи — 150 рублей.