ОПРЕДЕЛЕНИЕ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА ПРИ СТАЦИОНАРНОМ РЕЖИМЕ ОБТЕКАНИЯ

На этапе проектирования летательного аппарата особое внимание уделяется аэродинамическим характеристикам, которыми этот аппарат будет обладать. Выбор конкретных параметров геометрии ЛА чаще всего определяется наличием результатов систематических исследований по обтеканию круговых конических тех и их модификаций.

Поскольку проведению экспериментальных исследований сопутствует проведение анализа вязкости и сжимаемости среды, что позволяет воссоздать механизм течения, однако значительно усложняет процесс исследования, в настоящее время все чаще применяется численное моделирование обтекания тел, основанное на решении системы дифференциальных уравнений Навье-Стокса. Это дает возможность осуществить необходимые опыты, не прибегая к физическому моделированию.

В исследовательских работах сравнительный анализ полученных результатов и результатов эксперимента позволяет судить о целесообразности применения численного моделирования и достоверности расчетных данных.

В данной работе рассматривается экспериментальное исследование, проведенное К.П. Петровым совместно с Н.Ф. Смирновой [1] с использованием модели биконического типа, геометрические параметры которой представлены на рисунке 1. Модель была образована двумя последовательно соединенными коническими поверхностями. Передний (по потоку) конус имел больший угол при вершине, чем последующий за ним, и был выполнен со сферическим притуплением.

Модель крепилась на хвостовой державке, испытания проводились на электровесах при числе Маха  (число Рейнольдса . Исследовалось обтекание под углом атаки в диапазоне от −5° до 18°.

При вычислении аэродинамических коэффициентов в эксперименте вводились поправки на обдув элементов механических весов и подвески, а также на деформацию державки. Поправка на донное сопротивление не вводилась.

Рисунок 1. Геометрическая модель исследуемого биконического тела (размеры в мм)

В работе рассмотрены аэродинамические характеристики тела при углах атаки 0, 6, 12, 18 градусов. Соответствующие экспериментальные значения коэффициентов лобового сопротивления  и подъемной силы  приведены в таблице 1.

Таблица 1.

Экспериментальные аэродинамические характеристики тела

Численное моделирование проводилось в программном пакете ANSYS Fluent. Объемная сеточная модель выполнена со сгущением сетки к телу по экспоненциальному закону с параметрами, приведенными в [2].

Заданы следующие граничные условия (ГУ) на входной границе: абсолютное давление − 101325 Па, скорость невозмущенного потока – 1360 м/с, температура − 288 К. ГУ на выходной границе: абсолютное давление – 101325 Па, температура – 288 К.

Решение задачи проводилось в стационарной постановке. В общую систему уравнений Навье-Стокса включено уравнение переноса энергии; уравнение состояния определялось по закону сжимаемого идеального газа. Величина динамической вязкости вычислена из  − µ = 2,2667·10^-4 кг/(м·с).

При решении использовалась схема расщепления потоков AUSM+ с дискретизацией первого порядка точности; точность решения уравнений (невязки) – .

Решение осуществлено при следующих допущениях:

− стенка адиабатическая;

− течение ламинарное;

− в эксперименте донное давление не учитывалось, были внесены поправки на обдув элементов весов и подвески, а также на деформацию державки.

Результаты расчета коэффициента  представлены в таблице 2, коэффициента  − в таблице 3.

Таблица 2.

Результаты расчета коэффициента

Таблица 3.

Результаты расчета коэффициента

На рисунках 2 и 3 представлены картины распределения абсолютного давления вблизи исследуемого тела при углах атаки  соответственно.

Рисунок 2. Картина распределения абсолютного давления при

Рисунок 3. Картина распределения абсолютного давления при α=18^o

Погрешность результатов расчета объясняется принятыми допущениями, поскольку полагается, что течение − ламинарное, в то время как в действительности оно является турбулентным.

Высокая погрешность  при  объясняется особенностями снятия значений с графиков. Можно утверждать, что значение  в данном случае более близко к нулю, что соответствует теоретическим основам аэродинамики.

Таким образом, исследование выявило погрешность коэффициента  в диапазоне 20−28%, коэффициента  − 8−21%, что, с учетом принятых допущений, может использоваться на начальном этапе проектирования конструкции летательных аппаратов.

Список литературы:

1.Петров К.П. Аэродинамика тел простейших форм. Научное издание − М.: Издательство «Факториал», 1998. − 432 с.

2.Исмагилов Д.Р., Сидельников Р.В. «Численное исследование влияния каталитических свойств поверхности гиперзвуковых летательных аппаратов на параметры теплообмена» Научный поиск: материалы седьмой научной конференции аспирантов и докторантов. Технические науки. − Челябинск: Издательский центр ЮУрГУ, 2015. − С. 172−178.