Документ 2629492

НАУЧНЫЙ ВЕСТНИК МГТУ ГА
серия Аэромеханика и прочность
2006
№ 97
УДК 533.6.011
АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ СПУСКАЕМЫХ
АППАРАТОВ ПРИ БЛОЧНОМ СТРУЙНОМ ТОРМОЖЕНИИ В
ТРАНСЗВУКОВОМ ПОТОКЕ
А.Ю. ЛУЦЕНКО, Е.Г. СТОЛЯРОВА
Статья представлена доктором технических наук, профессором Калугиным В.Т.
Представлены аэродинамические характеристики моделей спускаемых аппаратов (СА) с блочной тормозной двигательной установкой (ТДУ), расположенной на лобовой поверхности СА. Изучена физическая картина
взаимодействия струй с трансзвуковым потоком и ее трансформация при изменении количества сопел, интенсивности инжектируемых струй и режимов обтекания.
Одним из способов торможения, управления при спуске и осуществления мягкой посадки СА в разреженных атмосферах планет (например, марсианской) является применение
ТДУ, использующих эффект обратной тяги. В зависимости от конструктивных особенностей
СА, а также траекторий их полета возможно применение различных способов струйного
управления аэродинамическими характеристиками с применением одного (например, с центральным, периферийным соплом), или нескольких двигателей, работающих в режиме симметричного истечения рабочего вещества или с разнотяговым функционированием. При любом варианте истечения струй и взаимодействия с набегающим потоком образуется сложная
пространственная картина течения, приводящая к изменению распределения давления по поверхности СА, а следовательно, и его аэродинамических коэффициентов по сравнению со
случаем в отсутствии вдува.
Проведен комплекс экспериментальных исследований взаимодействия трансзвукового
потока с блочными встречными струями, истекающими из сопел, расположенных на периферии лобового экрана моделей СА сегментно-затупленной формы в диапазоне чисел Маха
набегающего потока M∞ = 0,8 – 1,2, углов атаки α = –4 – 16°, относительного давления вдува
~
p0 j = p0j /p∞ = 0 – 143 (p∞ – статическое давление в набегающем потоке).
Рис. 1. Геометрические параметры моделей и струй
42
А.Ю. Луценко, Е.Г. Столярова
Модели СА представляли собой сегментно-затупленный обратный конус, на лобовой поверхности которого располагались сопла ТДУ (рис. 1). Угол обратного конуса θ составлял 7°,
удлинение моделей L = L/dм = 0,974, относительный радиус затупления R з = 2Rз/dм = 2,36.
Разнос сопел у всех моделей одинаков и равен D с = D с / d м = 0,85 . Диаметр миделевого сечения соответствовал dм = 78⋅10-3м. Количество сопел в блоке N менялось от 3 до 12, диаметр
их критического сечения d * = d * / d м = 0,0256 – 0,0513, угол между направлением вдува
струй и продольной осью модели ϕj = 0° – 17°. Число Маха инжектируемых струй Mj = 1,0 и
3,4.
Физическая картина взаимодействия потоков
Характер обтекания сегментально-конических тел является весьма сложным, так как связан с наличием смешанных (дозвуковых и сверхзвуковых) зон течения и областей отрыва на
боковой поверхности обратного конуса. Это подтверждается теплеровскими фотографиями
картины обтекания модели, полученными в эксперименте (рис. 2а). При M∞ > 1,0 перед моделью образуется криволинейный отошедший скачок уплотнения, величина отхода которого
в центральной части в отсутствии вдува составляет величину порядка длины модели. Практически везде за скачком скорость потока дозвуковая, что сказывается на аэродинамических
характеристиках модели СА.
Рис. 2. Структуры течения у поверхности моделей СА (N = 3, d * = 0,0256, Mj = 1,0, ϕj = 0):
а) M∞ = 1,2, α = 16°, ~
p0 j = 0; б) M∞ = 0,8, α = 0°, ~
p0 j = 75, в) M∞ = 1,2, α = 0°, ~
p0 j = 119.
Инжекция струй приводит к трансформации структуры обтекания и способствует перераспределению давления как на лобовой, так и на боковой поверхностях моделей.
Полученные экспериментальные данные по вдуву встречных блочных струй как в
транс-, так и в сверхзвуковой набегающий поток в широких диапазонах изменения конструктивных параметров управляющих двигателей, характеристик инжектируемого и невозмущенного потоков показали, что диапазон существования той или иной структуры или режима течения зависит от следующих трех факторов:
1) геометрических параметров инжектируемых струй. К ним относятся, прежде всего,
расстояние lc до центрального скачка уплотнения в одиночной струе и диаметр бочки струи
dc (рис. 1), которые определяются числом Маха струи Mj и относительным суммарным масɺ Σ = J p0 d *2 N / d 2м (Jp0 = p0j /p'0∞ – интенсивность вдува; p0j, p'0∞ – полное
совым расходом газа m
давление в струе и потоке газа за прямым скачком уплотнения; d* , dм – диаметры критического сечения сопла и миделя модели; N – число сопел);
2) геометрических параметров моделей (рис. 1):
Аэродинамические характеристики спускаемых аппаратов…
43
а) относительного радиуса затупления лобовой поверхности модели R з , определяющего
форму головного скачка уплотнения перед моделью в отсутствии вдува;
б) угла между направлением вдува струи и продольной осью модели ϕj (характеризует
угол встречи струи с невозмущенным потоком);
в) "разноса" сопел D с = Dc/dм и lmin;
3) величины отхода головного скачка уплотнения в отсутствии вдува от поверхности
модели S0 (рис. 1) (зависит от числа M∞, формы лобового экрана и угла атаки α).
По результатам анализа экспериментальных данных (в том числе и сверхзвукового обтекания) выявлено пять возможных структур обтекания. Каждому типу структуры обтекания
характерен определенный режим взаимодействия потоков: малоинтенсивного автономного
истечения, нестационарный режим течения, локального взаимодействия струй, "проникновения" струй и автомодельный.
Ниже приведены основные особенности в структурах течений тех режимов, которые
реализуются для трансзвуковых скоростей.
При малоинтенсивном автономном истечении (рис. 2б, 3а) струи 2 и 5, отклоняясь во
внешнюю сторону, не взаимодействуют между собой до встречи с набегающим потоком
(dc /lmin < 1); расстояние lc до центрального скачка уплотнения 6 в струе меньше величины S0.
Форма скачка уплотнения 1 перед лобовой поверхностью тела остается неизменной, однако,
отход его несколько увеличивается. Лобовой экран СА в основном обтекается газом внешнего потока 3, проходящего через прямой скачок уплотнения. Вблизи сопел инжекции образуются локальные зоны отрывного течения с повышенным давлением 7 перед струями и пониженным 4 за ними. Сверхзвуковая инжектируемая струя проникает гораздо дальше вверх по
потоку, однако к смене структуры течения на трансзвуковых скоростях это не приводит.
Рис. 3. Характерные структуры течения
Режим локального взаимодействия струй (рис. 2в, 3б) реализуется в том случае, когда
сопла расположены недалеко друг от друга, и уже при малых интенсивностях выполняется
соотношение dc >>lmin. Соседние струи 2 взаимодействуют между собой до встречи с набегающим потоком и образуют замкнутое газовое кольцо 3, которое отодвигает против потока
головной скачок уплотнения 1 и делает его форму более прямой. Однако замкнутая застойная зона в центральной части лобового экрана 4 не образуется – эжекция газа внешнего потока осуществляется через пространство между струями вблизи выходных сечений сопел.
44
А.Ю. Луценко, Е.Г. Столярова
Аэродинамические коэффициенты
При обработке результатов экспериментов определялись суммарные коэффициенты
продольной силы cx = XΣ/(q∞ Sм), нормальной силы сy = YΣ/(q∞ Sм) и момента тангажа
mz = MzΣ /(q∞ Sм L), рассчитанного относительно носка модели, при различных интенсивностях вдува и углах атаки. Здесь XΣ, YΣ , MzΣ – силы и момент, фиксируемые на тензовесах (с
учетом тяги), q∞ – скоростной напор, Sм = πdм2/4, L – характерная длина модели. Кроме того,
рассчитывались соответствующие аэродинамические коэффициенты за вычетом составляющих тяги и ее момента: cx∆p = (XΣ – Px)/ (q∞ Sм); cy∆p = (YΣ – Py)/ (q∞ Sм); mz∆p = (MzΣ –
MPz)/(q∞Sм L).
Аэродинамические коэффициенты всех моделей в отсутствии вдува практически одинаковы. Коэффициент cx с ростом угла атаки (при малых α) незначительно увеличивается, коэффициент нормальной силы имеет существенно нелинейный характер и при малых положительных углах атаки исследованных моделей отрицателен (рис. 4а). Сегментальная лобовая
поверхность может создавать только положительную нормальную силу, поэтому отрицательное значение сy связано с силами, действующими на обратный конус, находящийся в зоне развитого отрывного течения. Аналогичен характер зависимостей mz = f(α) – при малых α
< 4° модель является статически неустойчивой, значения mz мало отличаются от нуля, и
лишь при α > 8° коэффициент момента тангажа становится отрицательным (рис. 4б).
Рис. 4. Аэродинамические характеристики моделей СА: а), б) – M∞ = 0,8; N = 3, d * = 0,0256,
M = 1,0, ϕ = 0°; в) – M = 1,2; d = 0,0256, M = 1,0; ~
p = 119: 1 – ϕ = 0°, N = 6; 2 – ϕ = 7°,
j
j
∞
*
j
0j
j
j
N = 6; 3 – ϕj = 17°, N = 6; 4 – ϕj = 0°, N = 5; г) – M∞ = 1,2, Mj = 1,0 (кроме кривой 2 – Mj = 3,4);
α = 0°, ϕj = 0°: 1, 2, 3 – N = 6; 4, 5 – N = 3; 6 – N = 12; 1, 2, 6 – d * = 0,0256, 3, 4 – d * = 0,0359,
5 – d * = 0,0513
45
Аэродинамические характеристики спускаемых аппаратов…
Инжектируемые струи меняют структуру обтекания СА и способствуют перераспределению давления как на лобовой, так и на боковой поверхностях моделей. С увеличением интенсивности инжекции суммарный коэффициент cx возрастает, что связано с увеличением
силы тяги струй. Характер зависимостей коэффициентов сy и mz от угла атаки аналогичен
кривым в отсутствии вдува. Струи, сносимые набегающим потоком на боковую поверхность
модели, увеличивают размеры области отрывного течения на "обратном конусе", в результате нормальная сила отрицательна, а продольный момент – положителен во всем диапазоне
исследованных углов атаки (по сравнению с кривыми в отсутствии вдува) (рис. 4а, 4б).
Результаты испытаний показали, что существует взаимосвязь между структурами обтекания и изменением аэродинамических характеристик СА. Так, для режима малоинтенсивного автономного истечения аэродинамическая составляющая коэффициента продольной силы
модели cx∆p уменьшается с ростом интенсивности инжекции ~
p0 j для всех исследованных моделей. Степень этого уменьшения зависит от числа струй, угла выдува ϕj и при исследованных интенсивностях практически не зависит от числа Маха инжектируемой струи. С увеличением числа сопел степень разрежения растет; с ростом ϕj падение cx∆p( ~
p0 j ) замедляется
(рис. 4в, 4г, кроме кривой 6).
В случае режима локального взаимодействия струй, образующих единое газовое кольцо,
коэффициент cx∆p сначала резко уменьшается, а затем начинает возрастать с ростом ~
p0 j в силу увеличения давления на срезе сопел и, следовательно, на лобовом экране СА (рис. 4г, кривая 6).
Таким образом, результаты проведенных экспериментальных исследований показали,
что инжектируемые с лобовой поверхности струи ТДУ приводят к трансформации структуры обтекания СА в трансзвуковом потоке и к перераспределению давления по его поверхности, что необходимо учитывать при выборе конструктивной схемы ТДУ и анализе аэродинамических характеристик СА.
THE TRANSONIC AERODYNAMIC CHARACTERISTICS OF LANDING VEHICLES WITH
THE BRAKE NOZZLES
Lutsenko A.Yu., Stolyrova E.G.
The aerodynamic performances of models of landing vehicles with the nozzles, located at a frontal surface are represented. The physical structure of interaction of streams and its transformation during modification of a number of
nozzles, intensity of jets’ injection and flow regimes in transonic oncoming flow are investigated.
Сведения об авторах
Луценко Александр Юрьевич, 1964 г.р., окончил МВТУ им. Н.Э. Баумана (1987), кандидат
технических наук, доцент кафедры баллистики и аэродинамики МГТУ им. Н.Э. Баумана, автор более
50 научных работ, область научных интересов – аэрогазодинамика струйных и отрывных течений.
Столярова Елена Глебовна, окончила МАИ им. С. Орджоникидзе (1971), кандидат технических
наук, доцент кафедры баллистики и аэродинамики МГТУ им. Н.Э. Баумана, автор более 50 научных
работ, область научных интересов – нестационарная аэродинамика, отрывные и струйные течения.