ВЛИЯНИЕ ОПЕРЕНИЯ НА КОРПУС

Рассмотрим влияние оперения на корпус на примере течения около корпуса с крылом малого удлинения. В этом случае при «+» и «´» ориентации крестообразного оперения реализуются различные несущие свойства. Проведены расчеты обтекания модельной конфигурации планера. На осесимметричном корпусе «конус + цилиндр» с полным удлинением 11.4 и удлинением конуса 3.0 установлено крыло: отношение диаметра корпуса к полному размаху крыла 0.45, бортовая хорда 5.15, концевая 3.4, стреловидность передней кромки крыла 70^о. На рис.3.37 показана схема модели планера.

Рис.3.37

На рис.3.38 приведен результаты расчета момента тангажа и подъемной силы Cn при числе Маха М = 2 в зависимости от угла атаки. Расчет выполнен с шагом по углу атаки 1^о. Линия 1 соответствует «+» ориентации крыла, линия 2 - «´».

Рис.3.38

Можно отметить два факта: характеристики существенно нелинейно изменяются по углу атаки, подъемная сила планера при «´» ориентации крыла меньше, что приводит и к меньшему стабилизирующему моменту. Нелинейность обусловлена тем, что подъемная сила и центр давления крыла малого удлинения существенно зависят от угла атаки.

На рис.3.39 и 3.40 приведены зоны разрежения по уровню давления p = 0.6 соответственно при «+» и «´» ориентации крыла. На рис.3.41. и 3.42 - изоповерхности индуцированного оперением давления по уровням Dp = -0.3 и 0.3.

На рис.3.43 и 3.44 показано распределение Dp в поперечных сечениях x/d = 5, 7, 9, 11 (d – диаметр цилиндрической части). На этих рисунках дан результат, полученный при M = 2, a = 15°.

На подветренной стороне крыльев образуются зоны пониженного давления, вытянутые вдоль концевой кромки. На рис.3.45 и 3.46 приведены линии тока, проходящие через ядра разрежения (виды сверху и сбоку). На рис.3.47 представлен вид спереди. Данные линии тока около концевой кромки крыла сворачиваются в вихревой жгут. При «+» ориентации крыла область разрежения над крылом более интенсивна.

Рис.3.39

Рис.3.40

Рис.3.41

Рис.3.42

Рис.3.43

Рис.3.44

Рис.3.45

Рис.3.46

Рис.3.47

На рис.3.48 и 3.49 представлено распределение давления на корпусе (виды сбоку, с подветренной и наветренной сторон). От кромок крыльев образуются характерные волны. Представляет интерес тот факт, что области повышенного давления на наветренной и пониженного давления на подветренной сторонах при «+» ориентации крыла распространяются за задней кромкой крыла дальше, чем в случае «´» ориентации крыла. Это особенно хорошо видно, если нарисовать Dp (рис.3.50, 3.51).

Рис.3.48

Рис.3.49

Рис.3.50

Рис.3.51

Приведенные особенности течения сказываются на интегральных аэродинамических характеристиках. На рис.3.52, 3.53, 3.54 показана распределенная нагрузка соответственно на весь планер (корпус + крыло), на крыло и на корпус. Площадь под данными кривыми характеризуют подъемную силу в целом, а сами кривые получены дифференцированием функции подъемной силы планера в зависимости от длины от носка до текущего сечения по продольной координате. Результаты представлены при углах атаки a = 5, 10, 15°. Черными тонкими линиями приведен результат при «´» ориентации крыла, цветными и более толстыми - при «+».

Рис.3.52

Рис.3.53

При «+» ориентации крыла в хвостовой части корпуса реализуется значительно большая подъемная сила, что и приводит к различным свойствам планера с крестообразным крылом малого удлинения в схемах «+» и «´».

Рис.3.54

В работе [37] получено изменение коэффициента интерференции при перемещении крыла вдоль корпуса. Схема планера приведена на рис.3.55. Удлинение носовой части l_н = 4, цилиндрической - l_ц = 9.7. На корпусе установлено треугольное крыло со стреловидностью по передней кромке c = 70^о40', крыло имеет ромбовидный профиль с относительной толщиной 3.3 %, отношение диаметра корпуса к размаху крыла составляет 0.257. Место положения крыла характеризуется параметром Х: Х = 1 - положение крыла, когда начало бортовой хорды расположено в месте стыка носовой и цилиндрической частей корпуса; Х = 0 - задняя кромка крыла совпадает с донным срезом корпуса.

Х = 1

Х = 0

Рис.3.55

На рис.3.56 приведены экспериментальное (1) и расчетное (2) отношение подъемной силы корпуса при наличии крыла к подъемной силе изолированного корпуса в зависимости от Х (М = 2.03 и a = 6^о). Представляет интерес тот факт, что есть оптимальное положение, обеспечивающее наибольшее значение интерференции.

Рис.3.56

На рис.3.57 показана функция , характеризующая распределение дополнительной подъемной силы на корпусе индуцированной крылом. При расположении крыла в хвостовой части (Х = 0) реализуется только часть положительной интерференции крыла на корпус. И при перемещении крыла вперед (Х = 0.5) подъемная сила вследствие интерференции возрастает. При дальнейшем перемещении крыла вперед (Х = 1) в хвостовой части образуется отрицательная подъемная сила, что уменьшает положительную интерференцию.

Рис.3.57

На рис.3.58, 3.59 и 3.60 представлено индуцированное крылом дополнительное давление на корпусе на наветренной и подветренной сторонах соответственно при Х = 0, 0.5 и 1. При Х = 0 и 0.5 на наветренной стороне образуются зоны избыточного давления, а на подветренной – разрежения. Из-за большей длины хвостовой части в случае Х = 0.5 положительная интерференция больше. При Х = 1 на наветренной стороне в хвостовой части корпуса образуется зона разрежения, что означает образование отрицательной подъемной силы и уменьшение положительной интерференции крыла на корпус в данном случае.

Наветренная сторона

Подветренная сторона

Рис.3.58

Наветренная сторона

Подветренная сторона

Рис.3.59

Зона сжатия на наветренной стороне

Зона разрежения на наветренной стороне

Зона разрежения на подветренной стороне

Рис.3.60

На рис.3.4.25 приведен вид зон индуцированного крылом давления по уровням Dp = ±0.15 в случае М = 2, a = 6^о, Х = 1.

Рис.3.61

На наветренной стороне образуется волна сжатия, а на подветренной – разряжения.

СКОС ПОТОКА

Типичная компоновка ракеты предполагает наличие нескольких поверхностей оперения: руль и стабилизатор. В этом случае кроме корпуса на стоящее сзади оперение влияет и оперение, стоящее впереди. Возникает так называемый «скос» потока. Для схемы «утка» стоящие впереди рули индуцируют на стабилизаторе силу, противоположно направленную, и таким образом, не только сами создают опрокидывающий момент, но и уменьшают стабилизирующие свойства стабилизатора. Расчет «скоса» - одна из важных аэродинамических задач при проектировании ракет.

Рассмотрим несущие свойства руля в следе за крылом при различном положении крыла. На рис.3.62 приведены варианты геометрии планера. Руль прямоугольной формы в плане расположен в хвостовой части. Впереди от него устанавливается крыло. Положение крыла характеризуется отношением расстояния между задней кромкой крыла и передней кромкой руля к размаху крыла (руля). На рис.3.62 приведены варианты положения крыла.

Рис.3.62

На рис.3.63 приведено отношение k = Cn₁/Cn₀, где Cn₁ - коэффициент подъемной силы руля в присутствии крыла, Cn₀ - коэффициент подъемной силы руля в модели планера без крыла, полученное при различных углах атаки при М = 2 и 3 в зависимости от расстояния между задней кромкой крыла и передней кромкой руля.

Рис.3.63

Результаты расчетов согласуются с оценками по экспериментальным результатам. «Скос» уменьшается (при k®1 на характеристики руля стоящее впереди крыло влияет меньше) при увеличении расстояния между крылом и рулем и угла атаки.

Приведенные результаты на рис.3.63 получены в схеме « + + ». На рис.3.64 приведен коэффициент k в зависимости от угла атаки при М = 2, x = 6.4 при различных схемах ориентации крыла и руля по крену: 1 – « + + », 2 - « ´ ´ », 3 - « + ´ », 4 - « ´ + ».

Изменение угла крена планера на 45^о (кривые 1 и 2, 3 и 4) не приводит к существенному изменению скоса, но при повороте руля относительно крыла на 45^о скос изменяется качественно. При одинаковом по крену положении руля и крыла максимальный скос реализуется при малых углах атаки. С ростом угла атаки скос уменьшается. При различном по крену положении руля и крыла скос потока увеличивается с ростом угла атаки.

На рис.3.65 показан скос в зависимости от числа Маха: 1 – схема « + + », a = 2^о; 2 - « + + », a = 4^о; 3 - « + ´ » , a = 2^о; 4 - - « + ´ » , a = 4^о. Увеличение числа Маха приводит к снижению скоса.

Рис.3.64 Рис.3.65

Скос потока определяется изменением вектора скорости в следе за крылом. На рис.3.66 даны линии тока, проведенные через точки за задней кромкой крыла (М = 2, a = 8^о). На некотором удалении от крыла формируются вихревая пелена и вихревой жгут.

На рис.3.67 приведен пространственный вид линий тока и зона давления по уровню 0.8. В вихревом жгуте формируется зона пониженного давления и существенно изменяется направление вектора скорости. Соответственно, при попадании в вихревой жгут несущих поверхностей их характеристики будут существенно изменяться.

Рис.3.66

Рис.3.67

На рис.3.68 показаны линии тока, проведенные через точки за задней кромкой крыла в случае схемы « ´ ».

Рис.3.68

Подъемную силу горизонтально расположенных плоскостей определяет вертикальная составляющая вектора скорости. На рис.3.69 изображено распределение индуцированной крылом вертикальной составляющей скорости в трех сечениях (на расстоянии 2, 4 и 6) за крылом при a = 2^о(слева), a = 8^о.

a = 2^о a = 8^о

Рис.3.69

Рис.3.69 (окончание)

На рис.3.70 - 3.72 индуцированная крылом вертикальная составляющая скорости представлена в виде поверхностей постоянного уровня: рис.3.70 - , рис.3.71 - , рис.3.72 - .

a = 2^о a = 8^о

Рис.3.70

Рис.3.71

Рис.3.72

Рис.3.70 показывает зону возмущенного течения. В целом индуцируемое течение (смотри также рис.3.69) направлено вниз – т.е. на уменьшение подъемной силы лопастей, расположенных в следе за крылом. Однако в следе есть зоны (рис.3.71), в которых индуцированное крылом поперечное течение направлено на увеличение подъемной силы. На рис.3.72 показаны зоны, при расположении в которых лопастей подъемная сила уменьшается наиболее существенно.

На рис.3.73 приведен коэффициент изменения несущих свойств руля в следе за крылом в зависимости от угла атаки (М = 2, х = 6.4) для трех вариантов руля. Варианты получаются смещением лопасти руля по размаху.

Рис.3.73

При размещении руля около корпуса (вариант 1) максимальный (отрицательный) скос реализуется при малых значениях a и уменьшается с ростом a.

При размещении руля на расстоянии половина размаха крыла от корпуса (вариант 2) часть лопасти находится в области отрицательного скоса, а часть – в области положительного. В целом скос минимален и почти не зависит от угла атаки.

При удалении руля от корпуса на величину размаха крыла (вариант 3) скос потока положительный и приводит к существенному увеличению подъемной силы руля.