SYNERJETICS GROUP Возможно ли создание нового поколения гиперзвуковых летательных аппаратов (ГЛА), совершающих скоростной крейсерский полет в атмосфере или разгон для выхода на низкую околоземную орбиту? В работе излагаются основные положения интерференционной концепции аэродинамического проектирования гиперзвуковых летательных аппаратов.

Численные исследования конических и трехмерных комбинаций крыла с корпусом позволили проанализировать влияние геометрии и режима обтекания на интерференцию крыла и корпуса при гиперзвуковых скоростях полета. В результате этого анализа были найдены способы формирования эффективного возмущенного поля течения путем ограниченных изменений геометрии компоновок и введения небольших дополнительных элементов - носовых ребер. Как показали численные расчеты и эксперименты, создание такого поля течения около компоновки приводит к значительному росту величины максимального аэродинамического качества K_max на гиперзвуковых скоростях полета.

Испытания в аэродинамической трубе модели, спроектированной на основании этих принципов, продемонстрировали при М = 7 − 10, числах Рейнольдса от 7.8·10⁶ до 5.6·10⁶ и коэффициенте объема модели τ = V^2/3/S = 0.206 уровень K_max = 5.7 - 5.6, что в зависимости от числа Маха на 10 - 30 % выше, чем у известных компоновок. При малых и умеренных сверхзвуковых скоростях полета аэродинамические характеристики предлагаемых конфигураций близки к характеристикам типичных комбинаций корпуса с крылом малого удлинения.

Ключевые слова: ГЛА - Гиперзвуковой - Летательный - Аппарат - Крыло - Корпус - Объем - Дальний самолет - Волнолет - Компоновка - Подъемная сила - Аэродинамическое сопротивление - Аэродинамическое качество - Асимметрия - Экранирование - Режимы обтекания

ТАБЛИЦА СИМВОЛОВ

M - число Маха полета
Re - число Рейнольдса
b - размах крыла компоновки
L - длина компоновки
L_c - длина корневой хорды крыла
S - площадь крыла компоновки
S_p - полная площадь компоновки в плане
c - относительная толщина крыла
β - полуугол при вершине крыла
χ - угол стреловидности передней кромки крыла
V - объем корпуса компоновки
α - угол атаки
C_y - коэффициент подъемной силы
C_y^α - производная коэффициента подъемной по углу атаки
C_x - коэффициент сопротивления
K - аэродинамическое качество
K_n - максимальное аэродинамическое качество компоновки в прямом (нормальном) положении
K_i - максимальное аэродинамическое качество компоновки в перевернутом положении
A - коэффициент отвала поляры
В - коэффициент асимметрии поляры
m_z0 - коэффициент продольного момента при нулевой подъемной силе
λ = b²/S - удлинение крыла
τ = V^2/3/S - коэффициент объема
m = (M² - 1)^1/2S/L_c - параметр подобия, характеризующий форму крыла компоновки
μ = τ (M² - 1)^1/6 - параметр подобия, характеризующий объем компоновки

Индексы

0 - при нулевом значении аргумента
max - максимальный
opt - оптимальный
eff - эффективный

I - ВВЕДЕНИЕ

Технологически человечество находится сейчас на пороге новой эры в гиперзвуковой авиации. В недалеком будущем возможно создание нового поколения привлекательных по многим аспектам и экономически эффективных гиперзвуковых летательных аппаратов (ГЛА), совершающих скоростной крейсерский полет в атмосфере или разгон для выхода на низкую околоземную орбиту [1]. Чтобы эти аппараты были действительно эффективны, необходимо добиться их высоких аэродинамических характеристик на гиперзвуковых скоростях и удовлетворительных - на малых и умеренных скоростях полета.

В то время как более 40 лет исследований и разработок сверхзвуковых транспортных самолетов привели к сложным и тщательно проработанным проектам, которые в рамках исследуемой концепции - комбинации тонкого тела с оптимально деформированным крылом малого удлинения уже сейчас близки к границе возможного, гораздо меньше известно о том, каковы должны быть дальние гиперзвуковые самолеты [1]. Признавая ключевую роль при создании гиперзвуковых летательных аппаратов аспектов, касающихся разработки эффективной двигательной установки и легкой и достаточно прочной конструкции, надлежащим образом способной выдержать аэродинамический нагрев, следует отметить, что до сих пор не предложено достаточно разработанной чисто аэродинамической концепции эффективных гиперзвуковых компоновок.

Уже не менее четверти века назад было ясно осознано принципиальное различие между сверхзвуковыми компоновками, являющимися комбинациями тонких тел и крыльев малого удлинения с дозвуковыми передними кромками, создающими сравнительно слабые возмущения в поле течения, и гиперзвуковыми компоновками, при обтекании которых возникают интенсивные нелинейные ударные волны [2]. Однако, аэродинамические схемы реальных проектов крейсерских ГЛА, как правило, были достаточно близки к схемам типичных сверхзвуковых самолетов за исключением значительно бóльших объемов корпуса ГЛА вследствие использования в их двигательных установках криогенного топлива малой плотности - жидкого или шугообразного водорода [3, 4]. Даже первоначально выбранная конфигурация перспективного аэрокосмического носителя по широко известной в свое время программе NASP была такого же типа, несмотря на то, что основная функция этого аппарата - разгон в атмосфере с выходом на околоземную орбиту, а не крейсерский полет. В дальнейшем базовая компоновка NASP была пересмотрена с целью оптимизации условий разгона, однако для гиперзвукового крейсерского полета рассматривалась его первоначальная конфигурация [3].

На диаграмме, предложенной Д. Кюхеманом (см. рис. 1), три основных типа дальних самолетов классифицируются по их положению на плоскости M, 0.5b/L, где M - крейсерское число Маха полета, b - размах крыла летательного аппарата, L - его длина [2]. Область, соответствующая дозвуковым магистральным самолетам обозначена на рис. 1 индексом A, сверхзвуковым крейсерским самолетам (Ту-144, Concorde, XB-70, SR-71) - индексом B, рассмотренным далее гиперзвуковым компоновкам - волнолетам - индексом C [1]. Последняя область D будет описана ниже.

Рис. 1 - Классификация основных типов дальних самолетов

Для дозвуковых самолетов характерны числа Маха полета M < 1 и большие значения b/L из-за их крыльев большого удлинения. При этом стараются избегать сколько-нибудь заметного влияния ударных волн на обтекание самолета. Разница между сверхзвуковыми и гиперзвуковыми компоновками характеризуется их различным положением относительно линии 0.5(M² - 1)^1/2b/L = 1. Сверхзвуковые конфигурации, располагаясь слева от этой линии, имеют номинально дозвуковые кромки и создают слабые ударные волны. Условия взлета и посадки ограничивают отношение 0.5b/L снизу величиной, близкой к 0.2 [2]. С ростом числа Маха даже при неизменной геометрии тип обтекания аппарата по необходимости изменяется, и в поле течения возникают интенсивные ударные волны. Отсюда следует, что эффективные гиперзвуковые компоновки, по-видимому, должны проектироваться на основании иных принципов, чем сверхзвуковые.

II - Преимущества и недостатки специфических гиперзвуковых форм - волнолетов

Поиски специфических гиперзвуковых форм привели к разработке волнолетов - тел, у которых при некоторых расчетных условиях присоединенная ударная волна располагается снизу между передними кромками [5 - 8]. У этих конфигураций объемы создают не только волновое сопротивление, но и подъемную силу, что при определенных условиях приводит к росту максимального аэродинамического качества K_max при гиперзвуковых скоростях, а также к тому, что величина K_max слабо зависит от числа Маха. Диапазон изменения отношения полуразмаха к длине от числа Маха для серии некоторых оптимальных волнолетов [8] обозначен на рис. 1 под индексом C.

Однако особенности, присущие волнолетам, серьезно затрудняют, а при определенных условиях и полностью исключают возможность их непосредственного применения в аэродинамическом проектировании реальных ГЛА. Высокие уровни K_max волнолетов, полученные в расчетах и пока в полной мере не подтвержденные в эксперименте, достигаются при относительно малых коэффициентах объема τ = V^2/3/S [8], где V - объем корпуса, S - площадь крыла конфигурации. При увеличении τ до значений, характерных для гиперзвуковых самолетов, уровни K_max волнолетов существенно уменьшаются.

Объемы у волнолетов сравнительно равномерно распределяются по всей несущей поверхности, что чрезвычайно неудобно для размещения баков с криогенным топливом, на которые, как правило, приходится бóльшая часть внутренних объемов ГЛА. Это приведет к тому, что при одинаковом количестве топлива объем у волнолетной компоновки будет больше, чем у классической комбинации крыла с корпусом, что еще более усложнит проблему достижения волнолетом высокого максимального аэродинамического качества.

Существенно бóльшие трудности при использовании волнолетных компоновок возникнут с донным сопротивлением (особенно на трансзвуковых скоростях). Вследствие указанного выше распределения объемов донные поверхности у волнолетов располагаются вдоль всего поперечного размаха, и заполнить их реактивной струей двигателя для уменьшения донного сопротивления, как это предполагается осуществлять для комбинаций крыла и корпуса, не представляется возможным. Модификация волнолета с целью устранения его дна приводит к заметному уменьшению его объема. Нерешенной проблемой остаются также аэродинамические характеристики волнолетов на малых скоростях полета.

Таким образом, представляется целесообразным пойти, насколько это возможно, навстречу здоровому консерватизму авиационных конструкторов и попытаться найти компоновки ГЛА, сохраняющие в основном классическую конструкцию с размещением полезного объема в явно выделенном корпусе. При этом аэродинамические характеристики таких компоновок при малых и умеренных сверхзвуковых скоростях должны быть близки к характеристикам корпуса с крылом малого удлинения, а при гиперзвуковых скоростях должны обладать свойствами, сближающими их с волнолетами.

III - Используемые упрощения

Для решения поставленной задачи необходимо иметь средства численного моделирования для предсказания аэродинамических характеристик рассматриваемого класса компоновок при сверх- и гиперзвуковых скоростях [9, 10]. Кроме того, необходимо разработать некий комплекс представлений, упрощающих реальную картину взаимодействия компоновки ГЛА сложной геометрии с гиперзвуковым потоком, но позволяющих выявить основные тенденции изменения главных из интересующих нас параметров и установить достаточно достоверную априорную связь между изменениями геометрии ГЛА и уровнем его максимального аэродинамического качества.

Подобный комплекс представлений, по-видимому, может быть создан различными путями. Краткое описание одного из возможных излагается далее. Как известно, при гиперзвуковых скоростях полета аэродинамические характеристики летательного аппарата определяются нелинейными возмущениями, связанными с возникновением интенсивных ударных волн. При этом средства создания подъемной силы и полезного объема с ростом числа Маха становятся все более взаимозависимыми, так что все менее адекватным становится описание аэродинамики компоновки как суммы аэродинамических характеристик отдельных ее элементов с существенно малой интерференцией между ними, что обычно предполагается при меньших скоростях полета [2].

В этом случае целесообразным становится рассмотрение в качестве исходного объекта исследований конфигураций, состоящих, по крайней мере, из крыла и корпуса, геометрия которых максимально проста, но позволяет выявить основные закономерности, присущие типичным гиперзвуковым компоновкам рассматриваемых классов. Полезна также несколько иная интерпретация термина "интерференция".

Для выбора основного класса исследуемых конфигураций следует вспомнить, что максимальным аэродинамическим качеством в ньютоновском приближении, достаточно адекватном при больших гиперзвуковых скоростях, обладает плоская пластина. Исследования оптимальных поверхностей в рамках теории тонкого ударного слоя - следующего после ньютоновского теоретического приближения, показывают, что соответствующие волнолетные формы уже при M = 6 близки к плоским за исключением окрестностей оси симметрии и передних кромок, отогнутых вниз для формирования присоединенной ударной волны нужной формы [11]. Если допустить отсоединение ударной волны от передних кромок, то следует ожидать, что такие локальные деформации форм на гиперзвуковой компоновке с высоким уровнем K_max не является обязательными. Кроме того, учет таких реалий, как трение, всегда приводит к уменьшению наклонов сильно отклоненных от горизонтали участков оптимальной несущей поверхности [8].

Поэтому, при рассмотрении соответствующих комбинаций крыла с корпусом целесообразно исследовать в первую очередь компоновки с плоской или близкой к ней поверхностью, выполненные так, что нижняя поверхность крыла и нижняя грань корпуса составляют единую несущую поверхность. Для установления связи с известными конфигурациями следует также рассмотреть более традиционные комбинации корпуса и крыла малого удлинения.

        Статистической обработкой расчетных и экспериментальных данных было показано, что для компоновок рассматриваемых классов на исследуемых режимах полета, когда M ≤ 10 и коэффициент подъемной силы C_y не превышает существенно C_{y opt} = C_y(K_max) (C_y ≤ 1.5 C_{y opt}), точность выполнения нескольких довольно очевидных упрощений вполне достаточна для их использования в указанных выше целях:
       a) при числах Рейнольдса Re > 10⁶ интегральный коэффициент трения компоновки не зависит от угла атаки;
    b) влияние толщины крыла на подъемную силу компоновки при относительных толщинах с = 3 − 4 % пренебрежимо мало, а увеличение волнового сопротивления за счет этого фактора в первом приближении также не зависит от угла атаки;
    c) поляры (зависимости C_x(C_y)) ГЛА при M ≤ 10 аппроксимируются квадратичными зависимостями. Возникающая при всех этих упрощениях погрешность, как правило, не превышает 2 − 3 %.

Квадратичную аппроксимацию удобно представить следующим образом:

C_x = C_x0 + C_y²/A − (± B C_y), (Cy ≥ 0), (1)

где знак плюс соответствует прямому (нормальному) положению компоновки, а знак минус - перевернутому.

По линейной теории для плоской пластины A = C_y^α = dC_y/dα (α - угол атаки), а для более сложных конфигураций на нелинейных режимах обтекания эти величины хорошо коррелируют между собой. Коэффициент B показывает степень асимметрии поляры относительно оси C_x:

B = 2C_y(C_{x min})/A

Из аппроксимационной формулы (1) следует:

K_max = K_n/i = K₀/[1 − ( ± BK₀)] ≈ K₀(1 ± BK₀), (2)

где K₀ = 0.5(A/C_x0)^1/2. Более наглядным с физической точки зрения показателем степени асимметрии поляры является отношение величин K_max компоновки в прямом и перевернутом положениях K_n/K_i. Отметим также, что C_{y n} = C_{y i} = C_{y opt} = (AC_x0)^1/2.

IV - Несущие характеристики гиперзвуковых компоновок

Таким образом, поляры с достаточно высокой степенью точности описываются тремя параметрами C_xo, A и B, анализировать которые оказывается проще, чем максимальное аэродинамическое качество ГЛА. Используя законы сверхзвукового-гиперзвукового подобия [12], введем параметр

m = (M² − 1)^1/2S/L_c²

(сверхзвуковое удлинение крыла) [13], где S - номинальная площадь крыла, L_c - длина его корневой хорды, и параметр подобия, характеризующий объем компоновки [14]

μ = τ (M² − 1)^1/6

В случае треугольных крыльев первый из них переходит в хорошо известный параметр подобия m = (M² - 1)^1/2tgβ, где β - полуугол при вершине крыла. Численные расчеты [13], а также обработка эксперимента показывают, что для рассматриваемых классов компоновок

А = [4/(M² − 1)^1/2](S_p/S)f(m),

где S_p - полная площадь компоновки в плане, а f(m) - функция порядка 1, которую для исследуемых конфигураций в первом приближении при m ≥ 0.5 можно считать не зависящей от формы компоновки в плане [13]. Для практически интересных конфигураций с удлинением крыла λ = 0.7 − 1.5 и при 0.5 ≤ m ≤ 1.25 эту функцию можно приближенно аппроксимировать в виде

f(m) ≈ 0.05 + 1.10m − 0.40m²,

а при 1.25 ≤ m ≤ 3.0

f(m) ≈ 0.80 + 0.04 (m − 1.25)

Следовательно, при больших сверхзвуковых скоростях существует сильная корреляция между параметрами A и S_p/S. Тогда увеличение площади в плане комбинации крыла с корпусом из-за его расплющивания или введения на его гранях наплывов малого удлинения приводит к приблизительно пропорциональному росту коэффициента поляры A и соответствующему увеличению K_max (см. формулу (2)).

V - Сопротивление гиперзвуковых компоновок

Результаты численного моделирования показали, что указанные в предыдущем абзаце изменения геометрии компоновок ГЛА приводят к сравнительно слабому влиянию на волновое сопротивление при гиперзвуковых скоростях, которое, как правило, несколько уменьшается. В тоже время, вследствие некоторого роста площади омываемой поверхности обычно несколько увеличивается сопротивление трения. В рамках положений, указанных в разделе III, изменения числа Рейнольдса или относительной толщины крыла приводят только к изменению величины C_x0 и не влияют на остальные коэффициенты аппроксимации поляры (1). Следует также отметить, что влияние различных условий на величину коэффициента сопротивления при нулевой подъемной силе при сверх- и гиперзвуковых скоростях ранее исследовалось наиболее подробно (см., например, обзор [15]).

VI - Асимметрия поляр гиперзвуковых компоновок

Степень асимметрии поляры, характеризуемая параметром B в аппроксимационной формуле (1), является, в отличие от коэффициента C_x0, наименее до сих пор изученной возможностью влиять на величину максимального аэродинамического качества ГЛА. Следует отметить, что этот фактор, имеющий интерференционную природу, играет тем бóльшую роль, чем выше значение K_max компоновки (см. формулу (2)). Вследствие сложности этого явления для его изучения, основываясь на положениях раздела III, рассмотрим ряд упрощенных компоновок, геометрия которых последовательно все более полно отражает особенности ГЛА.

Первоначально было проведено численное исследование с использованием алгоритма [9] комбинаций треугольной пластины с полуконусом - простейшей содержательной идеализации рассматриваемых классов конфигураций. В этом случае параметры подобия m и τ при фиксированном числе Маха однозначно описывают геометрию конической компоновки. Затем численный алгоритм [10] был использован для изучения упрощенных трехмерных комбинаций корпуса с бесконечно тонким крылом.

Типичное поведение параметра B для конической компоновки показано на рис. 2 (кривая a). Наблюдается непрерывный рост величины B при увеличении m, что для фиксированной геометрии означает рост числа Маха. Типичное поведение зависимостей B(m) для трехмерных конфигураций, носовая часть корпуса которых в основном располагается до передней кромки крыла (кривые b - e) - качественно иное. Первоначальное уменьшение параметра B сменяется его увеличением, причем зона изменения поведения зависимостей B(m), как показывает обработка расчетов и экспериментов, соответствует m = 1 - 1.3 для широкого круга разнообразных компоновок рассматриваемых классов [13].

Зависимость степени асимметрии поляры от числа Маха

Рис. 2 - Зависимость степени асимметрии поляры от параметра подобия m

Для конических компоновок удалось полностью проанализировать влияние геометрии и режима обтекания на интерференцию крыла и корпуса и, следовательно, на степень асимметрии поляры [14], а также выявить причины ее порождающие [16]. В соответствии с представлениями, изложенными в работе [17], полуконус, расположенный на нижней поверхности треугольного крыла, создает там конические зоны повышенного давления, приводящие к росту подъемной силы компоновки при малом увеличении сопротивления из-за малых углов атаки крыла. Однако при этом растет и собственное волновое сопротивление полуконуса, причем в зависимости от соотношения размеров крыла и зон повышенного давления может преобладать то или иное влияние [16]. Если влияние прироста сопротивления превосходит влияние увеличения подъемной силы, то параметр асимметрии поляры в принятых обозначениях положителен, и K_max компоновки в схеме низкоплана больше, чем в схеме высокоплана. В противном случае ситуация обратная.

Размер зон повышенного давления зависит от числа Маха и геометрии полуконуса. Используя параметры подобия m и μ, можно полностью упорядочить картину описываемого явления и для комбинации треугольной пластины и кругового полуконуса построить области интерференции, соответствующие упомянутым выше случаям взаимодействия конических крыла и корпуса [14] (рис. 3). Кривая R₁ определяет границу области существования решений на плоскости m, μ для конических конфигураций. Внутри области, окруженной штриховой границей I (что соответствует условию B = 0), максимальное аэродинамическое качество у крыла с полуконусом на нижней поверхности выше, чем у перевернутой компоновки, вне ее справедливо обратное утверждение. Конфигурации фиксированной геометрии при увеличении числа Маха перемещаются в плоскости m, по линиям, афинно подобным кривой R₁. Положение границы I не меняется при изменении числа Рейнольдса потока, приводящего к изменению сопротивления конических компоновок. Существует очень хорошее согласование экспериментальных данных с этой расчетной границей [14].

Рис. 3 - Области гиперзвуковой интерференции

Обтекание корпуса, состоящего из оживальной носовой и цилиндрической или близкой к ней хвостовой частей, приводит к более сложной картине течения, чем при обтекании конуса. Как известно, повышенное давление, возникшее на начальной части корпуса при обтекании его сверхзвуковым потоком газа, постепенно уменьшается, и уже на заключительном участке оживальной части возникает ограниченная характеристиками и поверхностью корпуса зона перерасширения, давление в которой меньше, чем в невозмущенном потоке. Только значительно ниже по потоку оно снова постепенно увеличивается. Если крыло компоновки попадает в эту зону перерасширения, рассматриваемое интерференционное взаимодействие крыла и корпуса изменяется на противоположное по сравнению с тем, что имеет место на конических конфигурациях [13].

При малых значениях параметра m ≤ 0.5 крыло типичных трехмерных компоновок в основном находится в зоне перерасширения обтекающего корпус потока, и значения B(m) ≥ 0 у низкопланов (кривые b - e на рис. 2) в отличие от обтекания конических конфигураций (кривая a на рис. 2). При увеличении параметра m (то есть числа Маха) головная ударная волна сначала приближается к крылу, затем начинает пересекать его переднюю кромку, зона перерасширения сужается, и значительную часть крыла начинает занимать зона сжатия, непосредственно примыкающая к головной ударной волне. Уровни возмущений в зоне сжатия выше, чем в зоне перерасширения, и влияние первой начинает доминировать над влиянием второй, определяя интерференционное взаимодействие крыла и корпуса. При этом сначала вследствие противодействия двух различных тенденций параметр B(m) уменьшается при m ≈ 1, а затем при m ≥ 1.5 картина взаимодействия начинает походить на то, что имеет место у конических конфигураций.

Таким образом, для рассматриваемых классов трехмерных компоновок можно выделить два режима интерференции крыла и корпуса. Так как расширение потока связано с расхождением, а сжатие - со схождением линий тока, то эти режимы названы соответственно дивергентным и конвергентным [13]. Параметры подобия m и τ в этом случае в отличие от конического не могут однозначно описать геометрию трехмерной компоновки, однако являются полезными переменными, позволяющими давать качественные априорные заключения о режиме интерференции крыла и корпуса, а также могут применяться для корреляции аэродинамических характеристик.

На рис. 3 изображена граница II, разделяющая зоны интерференции для трехмерных компоновок рассматриваемых классов [13]. Значения m ≤ 1 соответствуют конвергентному, а m ≥ 1.3 - дивергентному режимам интерференции. При этом различные изменения геометрии компоновки, такие как вариации относительной толщины корпуса, деформации его носовой части, изменение стреловидности кромок крыла, введение носовых наплывов вследствие изменения степени асимметрии поляры на одном режиме интерференции могут привести к росту максимального аэродинамического качества компоновки, а на другом - к его уменьшению.

VII - Сравнение максимального аэродинамического качества гиперзвуковых компоновок

В соответствии с изложенными выше представлениями с использованием численного алгоритма [10] были проведены исследования с целью формирования компоновки ГЛА, обладающей при гиперзвуковых скоростях полета более высоким уровнем максимального аэродинамического качества, чем известные комбинации корпуса и крыла малого удлинения.

Эмпирическим описанием предельного уровня K_max при сверх- и гиперзвуковых скоростях и натурных условиях полета наилучших вариантов таких компоновок является так называемый "барьер Кюхемана" [2]:

K_max = 4(M + 3)/M (3)

Из формулы (3) следует, что величина максимального аэродинамического качества уменьшается с ростом числа Маха, и при M ~ 10 не превышают значений K_max ≤ 5. При испытаниях в аэродинамических трубах, когда числа Рейнольдса на 1.5 - 2 порядка ниже, чем в полете, реально достигаемые значения K_max на гиперзвуковых скоростях еще примерно на единицу меньше, чем полученные по формуле (1).

В качестве исходного объекта была взята компоновка ГЛА ЦАГИ первого поколения, ранее достаточно подробно исследованная экспериментально. Она представляет собой (рис. 4, компоновка 1), комбинацию в схеме низкоплана корпуса с крылом малого удлинения, имеющего излом передней кромки. Углы стреловидности передней кромки крыла составляют до излома 80°, после − 60°. Относительная толщина заостренного параболического с плоским низом профиля крыла c = 3 %. Образующие носовой части - степенные зависимости с показателем степени 3/4. Поперечные сечения носовой и хвостовой частей корпуса - круговые, причем носовая часть несколько отогнута вниз, и ее нижняя поверхность плавно уплощается в окрестности перехода в нижнюю поверхность низко расположенного крыла. В средней части корпуса, там, где он стыкуется с крылом, поперечное сечение корпуса представляет собой круг, снизу вписанный в половину квадрата. Отношение высоты и ширины цилиндрического участка корпуса − 1. Крыло заклинено относительно корпуса на 1.5°. Удлинение крыла λ = 1.31, коэффициент объема компоновки τ = 0.206.

Рис. 4 - Некоторые из рассмотренных гиперзвуковых компоновок

Таким образом, описываемую компоновку можно охарактеризовать как достаточно рациональную конструкцию, спроектированную в целом в рамках классической аэродинамической схемы, причем особенности гиперзвукового обтекания учитывались при ее аэродинамическом проектировании на достаточно элементарном уровне без предварительных глубоких исследований. Кроме того, эта компоновка оказалась близка к первоначальной конфигурации NASP, рассматривавшейся и в США как перспективная для гиперзвукового крейсерского полета [3]. Это превращает компоновку 1 в подходящий объект для применения описанных выше принципов путем последовательной модификации ее геометрии.

К компоновкам ГЛА ЦАГИ первого поколения относится также еще одна комбинация крыла с корпусом в схеме низкоплана, изображенная под индексом 2 на рис. 4, экспериментальные исследования которой в несколько ином диапазоне чисел Маха проводились практически одновременно с испытаниями компоновки 1. Угол стреловидности передней кромки треугольного крыла конфигурации 2 − χ = 70°, форма профиля и его относительная толщина такие же, как и у компоновки 1. Корпус образован половиной степенного тела с показателем 3/4, постепенно переходящего в такое же поперечное сечение, что и у компоновки 1, но с клином, присоединенным к описываемому телу снизу (угол клина − 1.7°). Плоская нижняя грань корпуса составляет с нижней стороной крыла единую поверхность. Коэффициент объема компоновки 2 τ = 0.228, а удлинение крыла λ = 1.46.

В результате численных исследований была спроектирована компоновка 3 (рис. 4), имеющая то же крыло, ту же длину, как всего корпуса, так и его носовой части, а также тот же коэффициент объема τ = 0.206, что и компоновка 1. Крыло было установлено без заклинения. Корпус компоновки 3 имеет полуэллиптическое сечение, близкое к полукругу, отношение высоты и ширины корпуса - 0.5. Образующие носовой части корпуса - параболы. Вся нижняя поверхность корпуса составляет вместе с нижней стороной крыла единую плоскую несущую поверхность.

Компоновка 4 (рис. 4) отличается от конфигурации 3 корпусом, поперечные размеры которого увеличены в 1.25 раза, а удлинение носовой части оставлено неизменным. Объем корпуса компоновки 4 вырос в 1.56 раза, а ее коэффициент объема τ = 0.263.

Наиболее существенным отличием геометрии компоновки 5 являются носовые наплывы малого удлинения - носовые ребра, создающие развитую плоскую нижнюю поверхность конфигурации на всей ее носовой части. Быстро увеличиваясь (угол стреловидности передней кромки ребра в носке близок к 45°), их поперечный размер достигает порядка 1/4 от максимальной ширины корпуса. На середине носовой образующей корпуса в плоскости крыла ширина ребер уступом уменьшается и далее остается постоянной вплоть до стыка с наплывной частью крыла. Толщина ребер такова, что они плавно стыкуются с крылом. Между боковыми стенками корпуса и верхними поверхностями ребер имеются зализы, их поперечные сечения образованы дугами окружности.

Кормовая часть корпуса компоновки 5 такая же, как у компоновки 2, а носовая часть уплощена. При сохранении номинальной площади крыла, увеличена его наплывная часть. Удлинение крыла λ = 1.09, что меньше, чем у конфигураций 1 - 4. Относительная толщина крыла, как и у всех предыдущих, компоновок составляет 3 %. Коэффициент объема τ компоновки 5, определенный без учета объемов крыла, ребер и их зализов, также как и у конфигураций 1 и 3 равен 0.206.

На рис. 5 показаны зависимости максимального аэродинамического качества от числа Маха для компоновок 3 − 5 в диапазоне M = 0.6 − 9.8, и для конфигураций 1 и 2 от M = 2 до M = 7 и M = 9.7 соответственно, полученные в аэродинамических трубах ЦАГИ. Числа Рейнольдса, определенные по полной длине моделей, при M = 0.6 − 1.7 составляли Re = (6.1 − 9.4)·10⁶ , при M = 2 - 4 числа Re = (23 − 35)·10⁶, при M = 5 − Re = 12·10⁶ и при M = 6 − 9.8 Re = (5.4 − 7.8)·10⁶. Донное давление полагалось равным статическому давлению невозмущенного потока. При M = 7 и 9.8 на кривой, соответствующей компоновке 5 нанесены отметки, характеризующие среднеквадратичное отклонение величины K_max по результатам соответственно 3 и 5 испытаний.

Рис. 5 - Зависимости максимального аэродинамического качества от числа Маха

Темными точками показаны величины максимального аэродинамического качества комбинаций крыла малого удлинения и корпуса, экспериментально исследованных в других странах. Компоновка 6 - модель гиперзвукового самолета, имевшая наибольший уровень K_max среди известных разработок США [18, 19]. Коэффициент объема у этой конфигурации такой же, как компоновок 1, 3 и 5 - τ = 0.206. При M = 8 серия испытаний при различных числах Рейнольдса [19] была проинтерполирована на значение числа Рейнольдса, соответствующее условиям испытаний компоновок 1 - 5. При M = 6 число Рейнольдса у конфигурации 6 в 4 раза выше, чем у компоновок 1 - 5, однако в этом случае на американской модели установлена небольшая тонкостенная коробка мотогондолы, и по результатам испытаний [18] оба этих фактора примерно компенсируют друг друга. На дозвуковых числах Маха испытания компоновки 6 проводились при более низких числа Рейнольдса, чем испытания в аэродинамических трубах ЦАГИ. Кроме того, на американской модели в этом случае фиксировался переход пограничного слоя [18], что и приводит к более низким уровням K_max американской модели при M ≤ 1. Таким образом, несмотря на сильные различия в геометрии, компоновка 6 при сверх- и гиперзвуковых скоростях по уровню K_max близка к конфигурации 3, а расхождения в величине K_max при дозвуковых числах Маха вызваны, в основном, отличиями в методике испытаний. Ранняя американская компоновка в схеме среднеплана (7, рис. 5) с бóльшим коэффициентом объема τ = 0.294 имеет существенно более низкие уровни K_max [20]. Лучшая из серии четырех японских конфигураций (τ = 0.210), испытанных только при M = 7.1 и близком числе Рейнольдса (8, рис. 5), обладает наибольшей величиной максимального аэродинамического качества среди известных зарубежных компоновок гиперзвукового самолета [21]. Однако это достигнуто, в основном за счет уменьшения лобового сопротивления [21], и с ростом числа Маха поведение ее характеристик будет подчиняться типичным тенденциям, приводящим к уменьшению величины K_max для комбинаций крыла и корпуса (см. формулу (3)).

Сравнение уровней максимального аэродинамического качества компоновок 1 и 3 показывает, что увеличение относительной ширины корпуса при уменьшении его относительной высоты, а также создание единой несущей поверхности, состоящей из плоской нижней грани корпуса и нижней стороны крыла, приводит к увеличению значений K_max на 0.4 − 0.7 при M ≥ 3. При этом величины максимального аэродинамического качества компоновки 1 более близки к K_max обладающей существенно бóльшим объемом конфигурации 4. Однако уровни K_max компоновок 3 и 4, как и других комбинаций крыла и корпуса, заметно уменьшаются с ростом числа Маха.

По иному ведет себя зависимость K_max(M) компоновки 5. После некоторого уменьшения значений K_max при M = 5 − 6, следует рост максимального аэродинамического качества, а при M = 7 − 10 происходит его стабилизация, особенно, если учесть некоторое уменьшение числа Рейнольдса от Re = 7.8·10⁶ при M = 7.0 до Re = 5.7·10⁶ при M = 9.8. Величины K_max = 5.7 − 5.6 при M = 7 − 10, что на 1.1 − 1.3 или на 20 − 30 % превосходит уровень максимального аэродинамического качества компоновок ГЛА первого поколения и на 0.4 − 1.0 больше, чем у других конфигураций этого класса.

VIII - Новый тип гиперзвуковых компоновок

Кратко рассмотрим поведение подъемной силы и сопротивления компоновок 3 и 5 на крайних режимах испытаний. На рис. 6, 7 приведены зависимости коэффициента подъемной силы от угла атаки C_y(α) для этих конфигураций при числах Маха 0.6 и 9.8 соответственно.

Рис. 6 - Зависимости коэффициента подъемной силы от угла атаки при М = 0.6

Удлинения крыла компоновок 3 и 5 λ = b²/S равны 1.31 и 1.09. Если в качестве характерной площади взять полную площадь несущей поверхности конфигураций, то удлинения λ_P = b²/S_p будут составлять 1.01 и 0.74. Наклон производной C_y0^α = C_y^α (C_y0 = 0) у компоновки 5 меньше, чем у конфигурации 3 (см. рис. 6), однако с учетом меньшего удлинения компоновка с носовыми ребрами обладает более высокими несущими способностями при α > 0. Эффективные удлинения конфигураций 3 и 5, определенные из экспериментальных значений несущих свойств по формуле для крыла малого удлинения [2] λ_eff = 2C_y0^α /π, составляют соответственно 1.04 и 0.91 и их различия существенно меньше, чем у геометрических удлинений. При дозвуковых скоростях у компоновки с носовыми ребрами особенно велика нелинейная вихревая составляющая подъемной силы, так что при α ≈ 19° значения коэффициентов C_y у обеих конфигураций становятся одинаковыми. Отметим, что типичное проектное ограничение C_y = 0.5 при α ≤ 15° [2] выполняется на компоновке 5, несмотря на ее малое удлинение.

При сверхзвуковых скоростях полета коэффициенты подъемной силы C_y и, следовательно, параметр A из аппроксимационной формулы (1) компоновки 5 приближаются к соответствующим параметрам конфигурации 3, сравниваясь с ними при M ≈ 3. При M = 3 − 10 отношение этих величин медленно возрастает до величины 1.16 при M ≥ 7, что очень близко к отношению полных несущих площадей этих компоновок, равному 1.15 (см. рис. 7).

Рис. 7 - Зависимости коэффициента подъемной силы от угла атаки при М = 9.8

Величина коэффициента C_x0 у конфигурации 5 при дозвуковых скоростях на 15 % больше, чем у компоновки 3 (см. рис. 8, M = 0.6), что приблизительно соответствует увеличению площади ее омываемой поверхности на 12 %. Однако при M ≥ 1.1, как показывают эксперименты, различия в C_x0 практически исчезают, и при сверх- и гиперзвуковых скоростях полета их значения очень близки как у компоновок 3 и 5 (см. рис. 9 при M = 9.8), так и у исходной конфигурации 1.

Рис. 8 - Поляры при М = 0.6

Рис. 9 - Поляры при М = 9.8

Степень асимметрии поляры компоновки 5 велика как на дивергентном, так, особенно, на конвергентном режимах интерференции, что, собственно и было основной целью введения новых и модификации существовавших элементов геометрии. Зависимость B(m) этой компоновки показана на рис. 2 (кривая e). Рост параметра B при m ≥ 1.1 (M ≥ 5.5) практически полностью компенсирует влияние непрерывного уменьшения несущих способностей, присущее любой поверхности в сверхзвуковом потоке, что и позволяет сохранять постоянным уровень K_max компоновки 5 при M ≥ 6.5.

Как уже упоминалось ранее, для того, чтобы характеризовать степень асимметрии поляры, более наглядно вместо параметра B использовать величины максимального аэродинамического качества конфигурации в прямом и перевернутом положениях K_n и K_i. Если у компоновки 3 при M = 7 K_n = K_max = 5.3, а K_i = 4.7, то у компоновки с носовыми ребрами K_n = K_max = 5.7, а K_i = 4.7. Отметим, что у исходной конфигурации 1 K_n = K_max = 4.6, а K_i = 5.0, то есть при этом числе Маха аэродинамически она заметно более эффективна в перевернутом положении, что является довольно нетипичным для компоновок такого класса и бывает только при достаточно большой относительной высоте корпуса. При M = 9.8 у компоновки 3 K_n = K_max = 4.6, K_i = 4.2, а у конфигурации с носовыми ребрами K_n = K_max = 5.6, K_i = 4.4. При этом K₀ у конфигурации 3 равно 4.4, и 4.9 - у компоновки 5, то есть увеличение максимального аэродинамического качества без учета асимметрии поляр приблизительно соответствует вкладу в качество роста подъемной силы компоновки вследствие увеличения ее площади в плане.

Зависимости K(C_y) компоновок 3 и 5 при M = 0.6 и 9.8 показаны на рис. 10 − 11. При натурных числах Рейнольдса уровень максимального аэродинамического качества компоновки с носовыми ребрами на гиперзвуковых скоростях может превысить 7.

Рис. 10 - Зависимость аэродинамического качества от коэффициента подъемной силы при M = 0.6

Рис. 11 - Зависимость аэродинамического качества от коэффициента подъемной силы при M = 9.8

Численные исследования показывают, что дальнейшая оптимизация конфигураций рассматриваемого типа на гиперзвуковых скоростях приводит к возникновению не плоских, а слабо изогнутых несущих поверхностей [22]. Положительную роль может играть и заклинение крыла относительно корпуса на 1 - 1.5°. При этом еще на 0.1 - 0.3 могут возрасти величины K_max, но еще более важной является возможность необходимым образом влиять на коэффициент продольного момента при нулевой подъемной силе m_z0 без потерь максимального аэродинамического качества.

Таким образом, из приведенных выше данных можно сделать вывод, что рациональным способом использования аэродинамической интерференции крыла малого удлинения, и корпуса при гиперзвуковых скоростях полета является размещение корпуса в аэродинамической тени слабо изогнутой несущей поверхности. Существенную роль играет и форма в плане этой поверхности: развитой носовой наплыв компоновки 5 при гиперзвуковых скоростях не только достаточно эффективно экранирует объемы, но и создает в плоскости крыла поле течения с меньшими уровнями возмущений, чем традиционная носовая часть, что увеличивает эффективность несущих поверхностей в средней части компоновки. Заметно влияет и форма корпуса, особенно его носовой части. Следует также отметить, что, изменяя, в первую очередь, удлинение крыла, можно смещать по числам Маха зону перехода от дивергентного к конвергентному режимам интерференции, и, таким образом, сдвигать положение минимума зависимости K_max(M).

Итак, численные и экспериментальные исследования в рамках интерференционной концепции конических и трехмерных комбинаций крыла с корпусом позволили проанализировать влияние геометрии и режима обтекания на интерференцию крыла и корпуса при гиперзвуковых скоростях полета. Этот анализ дал возможность найти способы формирования и более эффективного использования возмущенного за головной ударной волной поля течения путем ограниченных изменений геометрии компоновки и введения дополнительных элементов - носовых ребер. Подобные сравнительно небольшие изменения геометрии компоновки привели к сильным отличиям ее взаимодействия с набегающим потоком, и, следовательно, к появлению новых свойств, отличающих разработанный тип компоновок от ранее известных. На диаграмме Кюхемана (рис. 1) предлагаемые конфигурации займут область, обозначенную индексом D, отличную от областей, занимаемых известными типами крейсерских летательных аппаратов. Таким образом, предлагается новый тип гиперзвуковых компоновок, обладающий рядом значимых преимуществ перед известными ранее конфигурациями.

IX - Заключение

Предлагаемая интерференционная концепция аэродинамического проектирования ГЛА позволяет разработать компоновки, максимальное аэродинамическое качество которых при гиперзвуковых скоростях полета в зависимости от числа Маха на 10 - 30 % больше, чем у известных конфигураций, а конструкция близка к конструкции классических комбинаций крыла и корпуса.

Увеличение максимального аэродинамического качества на гиперзвуковых скоростях полета компоновок в схеме низкоплана, разработанных на основании предлагаемой концепции, достигается вследствие более эффективного формирования и использования возмущенного носовой частью поля течения. Это поле создается с помощью ограниченных изменений геометрии компоновки и введения небольших дополнительных элементов - носовых ребер, создающих развитую плоскую или слабо изогнутую нижнюю поверхность в носовой части конфигурации. Поверхность эта достаточно эффективно экранирует от набегающего потока корпус так, что его объем не приводит к возникновению значительного волнового сопротивления. При этом носовая часть компоновки уплощается, что также улучшает экранирование корпуса от набегающего потока.

Указанные изменения геометрии компоновок приводят на гиперзвуковых скоростях полета к увеличению их несущих способностей, вызывающему рост максимального аэродинамического качества, а также к увеличению степени асимметрии поляры, что еще в большей степени положительно влияет на уровень K_max компоновок.

При малых числах Маха, несмотря на малое удлинение крыла, предлагаемые конфигурации обладают достаточными несущими способностями, удовлетворяющими типичным проектным ограничениям на взлете и посадке.

Ссылки

Harris R. V., Jr. - On the Threshold - The Outlook for Supersonic and Hypersonic Aircraft. Journal of Aircraft, 29, no 1, 1992.
Кюхеман Д. - Аэродинамическое проектирование самолетов. Москва, "Машиностроение", 1983.
Snyder C. D., Pinckney S. Z. - A Configuration Development Strategy for the NASP. ISABE-91-7056, 1991.
Koelle D. - Sanger Advanced Space Transportation System - Progress Report 1990. AIAA Paper 90-5200, 1990.
Nonweiler T. R. F. - Delta Wings of Shapes Amenable to Exact Shock-Wave Theory. Journal of Royal Aeronautical Society, 63, 1963.
Келдыш В. В. - Исследования течения в окрестности V-образных крыльев, образованных поверхностями тока за плоским скачком уплотнения. Известия АН СССР, МЖГ, N 4, 1967.
Майкапар Г. И. - О выборе оптимальной формы сверхзвукового летательного аппарата. Ученые записки ЦАГИ, 18, N 1, 1987.
Bowcutt K. G., Anderson J. D., Capriotti D. - Viscous Optimized Hypersonic Waveriders. AIAA Paper 87-0272, 1987.
Лобановский Ю. И. - Расчет обтекания сверхзвуковым потоком невязкого газа крылатых конических тел. Ученые записки ЦАГИ, 11, N 6, 1980.
Лобановский Ю. И. - Численный алгоритм расчета сверхзвукового невязкого обтекания комбинаций крыла с корпусом. Ученые записки ЦАГИ, 18, N 2, 1987.
Голубкин В. Н., Негода В. В. - Оптимизация пространственной формы несущих тел малого удлинения при гиперзвуковых скоростях. Журнал вычислительной математики и математической физики, 31, N 12, 1991.
Van Dyke M. D. - A Study of Hypersonic Small-Disturbance Theory. NACA Report no 1194, 1954.
Лобановский Ю. И. - Режимы интерференции крыла и корпуса при сверхзвуковых скоростях полета. Ученые записки ЦАГИ, 19, N 6, 1988.
Лобановский Ю. И. - Максимальное аэродинамическое качество конических комбинаций крыла и корпуса при больших сверхзвуковых скоростях. Известия АН СССР, МЖГ, N 3, 1983.
Bushnell D. M. - Supersonic Aircraft Drag Reduction. AIAA Paper 90-1596, 1990.
Лобановский Ю. И. - Влияние интерференции крыла и корпуса на максимальное аэродинамическое качество при сверхзвуковых скоростях. Труды ЦАГИ, выпуск 2215, 1984.
Ferri A., Clarke J. H., Ting L. - Favorable Interference in Lifting Systems in Supersonic Flow. Journal of Aeronautical Science, 24, no 11, 1957.
Ellison J. C. - Investigation of the Aerodynamic Characteristics of a Hypersonic Transport Model at Mach Numbers to 6. NASA TN D - 6191, 1971.
Penland J. A., Marcum D. C., Stack J. S. - Wall-Temperature Effects on the Aerodynamics of a Hydrogen-Fueled Transport Concept in Mach 8 Blowdown and Shock Tunnels. NASA TP 2159, 1983.
Nelms W. P., Jr., Carmichael R. L., Castellano C. R. - An Experimental and Theoretical Investigation of a Symmetrical and Cambered Delta Wing Configuration at Mach Numbers from 2.0 to 10.7. NASA TN D - 5272, 1969.
Aihara Y., Morishita E., Okunuki T. - Experimental Study on Drag Reduction of a Hypersonic Transport Configuration. ICAS Proceedings, 17th Congress ICAS, 2, 1990.
Лобановский Ю. И., Нестеров М. Е. - Влияние крутки крыла, оптимизированной в рамках гипотезы плоских сечений, на аэродинамические характеристики комбинаций крыла с корпусом при гиперзвуковых скоростях. Ученые записки ЦАГИ, 21, N 1, 1990.

Благодарности - автор выражает свою искреннюю благодарность Л. Васильеву, В. Вышинскому, Г. Федоренко, Г. Павловцу и М. Сухову, благодаря помощи которых эта статья была опубликована спустя более чем 10 лет после ее написания.

25.11.1992 - 20.04.2003 Ю. И. Лобановский