Физическое моделирование отрывного обтекания вращающихся летательных аппаратов

Тип работы:
Реферат
Предмет:
ТЕХНИЧЕСКИЕ НАУКИ


Узнать стоимость

Детальная информация о работе

Выдержка из работы

2010
НАУЧНЫЙ ВЕСТНИК МГТУ ГА серия Аэромеханика и прочность
№ 151
УДК 533.6. 011
ФИЗИЧЕСКОЕ МОДЕЛИРОВАНИЕ ОТРЫВНОГО ОБТЕКАНИЯ ВРАЩАЮЩИХСЯ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ*
В.Т. КАЛУГИН, А.А. МИЧКИН
Представлены результаты физического эксперимента по обтеканию вращающихся относительно продольной оси летательных аппаратов различных компоновок. Приведено описание установки, обеспечивающей вращение моделей и измерение аэродинамических характеристик. Проанализированы зависимости аэродинамических коэффициентов для различных условий обтекания.
Ключевые слова: экспериментальная установка, моделирование вращения, летательный аппарат, аэродинамические характеристики, отрывное обтекание.
Введение
Обтекание современных компоновок летательных аппаратов (ЛА) часто сопровождается образованием отрывных течений. При этом многие ЛА помимо поступательного совершают вращательное движение относительно продольной оси симметрии, что может быть вызвано как необходимостью стабилизации, так и существованием асимметрии.
В настоящее время отсутствуют систематизированные исследования по влиянию вращения на интегральные аэродинамические характеристики ЛА при дозвуковых скоростях и отрывном их обтекании.
Исследуемые конфигурации моделей
Изучаемые аппараты, конструктивно представляющие собой комбинацию цилиндрического корпуса, головного обтекателя, хвостовых стабилизаторов схематично представлены на рис. 1.
а і
? і а
г! ги у 3
г з
гв
г
д
в
Рис. 1. Исследуемые модели тел:
1 — корпус- 2 — головной обтекатель- 3 — хвостовой стабилизатор
*Работа выполнена при поддержке РФФИ, грант № 08−01−891.
Основные геометрические характеристики моделей приведены в табл. 1. В ходе физического моделирования варьировались угол атаки, а и число оборотов п модели относительно продольной оси симметрии.
Таблица 1
№ Модель Г еометрические параметры Стабилизирующее устройство
Б (мм) в° Яз (мм)
1 & lt- 62 45 — отсутствует —
2 к: -3 62 — 0,5Б отсутствует —
3 1 II 62 — да отсутствует —
4 62 — 0,5Б диск ёст = 2Б
5 62 — да диск ёст = 2Б (c)
6 (62 — 0,5Б диск с протоками ёст = 2Б, 1пр = 10 мм (c)
Выбор рассмотренных конфигураций моделей ЛА вызван тем, что при их обтекании реализуются отрывная и безотрывная структуры течения. В работе [1] на основании численного и физического моделирования получены структуры обтекания изучаемых компоновок с изломом образующей при отсутствии вращения. Затупление, характеризуемое бесконечным радиусом скругления Яз = да (плоский торец), вызывает отрыв в носовой части аппарата.
Установка стабилизатора в хвостовой части аппарата приводит к аэродинамической интерференции и образованию развитого отрывного течения на корпусе. При наличии у исследуемого тела сферической головной части (ГЧ) возникает лишь зарождающееся отрывное течение и наличие тормозной юбки не вызывает качественного изменения структуры обтекания.
Экспериментальная установка
Испытания проводились в лаборатории кафедры & quot-Динамика и управление полетом ракет и космических аппаратов& quot- МГТУ им. Н. Э. Баумана. Принципиальная схема установки показана на рис. 2а. В ее состав входят дозвуковая аэродинамическая труба, тензостанция, тензометриче-ские весы, электромеханическая установка, обеспечивающая процесс вращения модели (рис. 2б) в широком диапазоне угловых скоростей и изменения углов атаки.
7
а б
Рис. 2. Экспериментальная установка:
1 — корпус модели- 2 — переходной стакан- 3 — электродвигатель- 4 — муфта- 5 — подшипники- 6 — головной обтекатель- 7 — хвостовой стабилизатор- 8 — тензодержавка
4
В соответствии со схемой установки управление двигателем МВ28−3506 осуществляется при помощи передатчика, приемника управляющего сигнала и электронного регулятора скорости. Передатчик генерирует радиосигнал, который определяет частоту вращения вала двигателя с закрепленной на нем моделью. С приемника сигнал передается непосредственно на регулятор скорости, который обеспечивает заданную скорость вращения. Источником питания служит устройство СИП-30М, позволяющее получить напряжение до 30 В и силу тока до 50А.
Сигнал с трехкомпонентных тензометрических весов по линиям связи поступает на фильтрующий аналого-цифровой преобразователь НВМ МОСрІш. Далее цифровой код передается на ЭВМ.
При проведении эксперимента изменялся угол атаки, а от 0° до 30°. Исследовались интегральные аэродинамические характеристики модели в диапазоне скоростей вращения п = 0 об/мин 10 000 об/мин.
Физическое моделирование
В результате эксперимента получены данные, свидетельствующие о существенном влиянии вращения на величину поперечной силы 2, благодаря появлению эффекта Магнуса.
Для тел, имеющих хвостовой стабилизатор, эффект от вращения при отрывном обтекании зависит от его формы. При этом возникающий отрыв уменьшает силу Магнуса, что проиллюстрировано на рис. 3.
0,8
0,7
0,6
0,5
0,4
0,3
0,2
ОД
0

— CJ. & gt- _ (2) /
/ V /

/ -
(6) / '-
/ г
S /
/ -*¦
— - (4) & gt-
У **
«*¦
* С-'- Г
— - *- Л fc»? — - - ^
10
15
20
25
30
35
Рис. 3. Зависимость коэффициента С2(а) для компоновок с полусферической ГЧ и различными
хвостовыми стабилизаторами при п = 5500 об/мин: ------без хвостового стабилизатора (2) —
-•- - дисковый стабилизатор (4) — -*- - хвостовой стабилизатор & quot-юбка"- с протоками (6)
Необходимо отметить, что наличие протока в хвостовой юбке (рис. 3, модель 6) значитель-
2
но увеличивает поперечную силу и, соответственно, коэффициент Сг =-------------, где q? -
M
pD
скоростной напор, SM = ---. Это связано с изменением структуры течения, вызванным сокращением размеров зоны отрыва и ее трансформацией.
Влияние формы лобового обтекателя ГЧ на силу Магнуса иллюстрируется на рис. 4.
Здесь за характерную площадь в расчетах аэродинамического коэффициента C* поперечной силы принята площадь корпуса в плане. При малых углах атаки до 20° наибольшее значение C* наблюдается у тел, для которых отсутствует отрыв потока (модели 1 и 2). Если, а & gt- 25°, то для тел с торцевым затуплением (модель 3) уменьшается область отрыва в носовой части. Это приводит к возрастанию поперечной силы, а следовательно, и коэффициента C*.
2
Рис. 4. Зависимость коэффициента С* (а) при частоте оборотов п = 10 000 об/мин
для компоновки с различными ГЧ и без хвостового стабилизатора:
-ГЧ с коническим обтекателем (1) — -•- - ГЧ с полусферическим затуплением (2) —
-¦- - торцевая ГЧ (3)
Зависимости влияния скорости вращения тел исследуемых конфигураций как с тормозными устройствами, так и без них показаны на рис. 5. Было установлено, что для конфигураций без хвостовой юбки наличие отрыва уменьшает составляющую от силы Магнуса.
0,5
0,45
0,4
0,35
0,3
0,25
0,2
0,15
ОД
0,05
0
а=30'-(-


а=3 0ЦЗ) 1=30'(4) «-
— * ^ - - -¦ і- - - - •и
? ш & quot- а=30°(5)
=10° =10° (21-
У а=10 В (4) а (Ь) и
? Jm — - ¦ __ _ - и= =10 (ЗГ — - - -=-A
п,
[об/мин]
2000
4000
6000
8000
10 000
Рис. 5. Зависимость коэффициента С* для различных компоновок от скорости вращения
При обтекании тела с полусферической ГЧ при, а = 10° и при, а = 30° (модель 2) отрывные течения на поверхности не возникают. Для конфигурации с торцевым затуплением головного обтекателя (модель 3) при угле атаки 10° образуется обширная зона возвратного течения и влияние вращения практически не сказывается на аэродинамических характеристиках ЛА. Увеличение, а приводит к сокращению области возвратного течения и увеличению поперечной силы.
Установка стабилизатора в донной области вызывает изменение структуры течения. Возникающий около юбки отрыв уменьшает значение силы Магнуса для конфигураций, которым ранее была характерна безотрывная структура течения (модель 4, а = 10°- 30°). В то же время при малых углах атаки для аппарата с торцевым затуплением ГЧ наличие юбки вызывает образование двух зон возвратного и отрывного течения в носовой и кормовой частях ЛА. Появление центрального участка с присоединенным течением приводит к появлению поперечной силы (модель 5, а = 10°). При, а = 30° для этих тел наблюдается противоположный эффект (модель 5).
ЛИТЕРАТУРА
1. Калугин В. Т., Соболев В. Ю. Влияние геометрии тела вращения на его аэродинамические характеристики и структуру течения при дозвуковом отрывном обтекании // Научный Вестник МГТУ ГА, серия Аэромеханика и прочность, № 97, 2006.
PHISICAL MODELING OF THE SEPATADED FLOW AROUND ROTATING BODIES
Kalugin V.T., Michkin A.A.
Results of the phisical modeling for the subsonic flight of rotating bodies were shown. Laboratory description was written. Analysis of flow patterns and aerodynamic characteristics for various bodies' shapes at different spin velocities was provided.
Сведения об авторах
Калугин Владимир Тимофеевич, 1949 г. р., окончил МВТУ им. Н. Э. Баумана (1972), доктор технических наук, профессор кафедры динамики и управления полетом ракет и космических аппаратов МГТУ им. Н. Э. Баумана, автор более 250 научных работ, область научных интересов — аэрогазодинамика струйных и отрывных течений, проектирование органов управления полетом.
Мичкин Андрей Алексеевич, 1984 г. р., окончил МГТУ им Н. Э. Баумана (2007), аспирант кафедры динамики и управления полетом ракет и космических аппаратов МГТУ им. Н. Э. Баумана, автор 2 научных работ, область научных интересов — отрывные течения и управление процессами обтекания летательных аппаратов.

ПоказатьСвернуть
Заполнить форму текущей работой