Введение к работе
Диссертация посвяиена разработке численных методов аэродинамических особенностей, предназначенных для исследования обтекания компоновок летательных аппаратов (ЛА) тинеариэованным потенциальным потоком. Рассматривается применение указанных методов для расчета аэродинамических характеристик (АДХ) таких перспективных образцов новой техники, как блоки ракет-носителей (РН) многоразового использования.
Актуальность темы. Как известно, в настоящее время большая часть полезных нагрузок, выводимых на околоземную орбиту, запускается с помощью одноразовых РН. Блоки отработанных ступеней этих РН совершают неуправляемое снижение по баллистическим траекториям л падают на поверхность Земли. В случае пуска с приморского полигона (такого, как Восточный испытательныЯ полигон в США) падение ступеней совершается в морской акватории. При пусках РН с внутриконтинентального полигона (например, с Байконура) возникает необходимость отчуждения обширных территорий, где происходит падение ракетных ступеней, сопровождаемое взрывами невы-работанных остатков топлива. Для снижения вредного воздействия на окружающую среду, а также для сохранения и повторного использования дорогостоящей ракетной техники представляется целесообразным обеспечить многоразовое использование средств выведения.
Следует учесть, что парашютное спасение первых ступеней ракет, запускаемых с космодромов Байконур и Плесецк, оказывается по ряду причин затруднительным. Поэтому для РН типа "Энергия" и "Энергия И" рассматривается возможность оснащения блоков первой ступени развертывающимися после отделения крыльями. Ожидается, что таким образом удастся выполнить управляемое снижение и посадку в районе стартового комплекса. Для спасения второй сту..^ни может быть применена схема "космический самолет'1, близкая с точки зрения аэродинамической компоновки к схеме орбитального корабля "Буран".
Для аэродинамического проектирования таких летательных аппаратов возникает необходимость Определения АДХ на режимах полета, проходящего как с гиперзвуковыми скоростями ня больших высотах, так и с малыми сверхзвуковыми и дозвуковыми скоростями при осуществлении посадки по-самолетнрму. Экспериментальные исследования, проводимые на различных установках и стендах, являются
весьма дорогостоящими, и поэтому они должны дополняться привлечением методов вычислительной аэродинамики. При этом наиболее полную информацию об обтекании компоновки можно было бы извлечь из решения системы уравнений Навье-Стокса, описывающей течения вязкого сжимаемого гаэа. Однако пока не представляется возможным решить эту систему для реальных компоновок со сложными формами обводов за приемлемое время расчета на ЭВМ. Поэтому существует необходимость более простые расчетные методики. В случае полета с большими числами Маха расчет АДХ иожет выполняться с помощью различных подходов, базирующихся на ньюгонианской теории. При малых скоростях полета, когда штатные режимы характеризуются малыми углами атаки, представляется целесообразным обратиться к математической модели линеаризованного потенциального течения, апробированной при решении многочисленных задач проектирования авиационной техники. Для проведения расчетов в рамках этой модели создано несколько вариантов численных методов, в том числе панельных методов. Среди них наиболее доступными и обладающими высоким быстродействием являются панельные методы низкого порядка .
Цель и задачи исследования. Целью настоящей работы является определение аэродинамических характеристик блоков перспективных ракет-носителей и других воздушно-ко'-мических аппаратов при дозвуковых и малых сверхзвуковых скоростях.
Задачами исследования являются:
-
Создание численных методов расчета обтекания сложных компоновок при дозвуковых скоростях, которые могли бы быть реализованы на доступной вычислительной технике и позволяли бы учитывать нелинейный характер изменения АДХ с изменением угла атаки.
-
Разработка численных методов для исследован,.я суммарных и распределенных АДХ при малых сверхзвуковых скоростях (М<2,0 -2,Ь).
-
Обеспечение возможности оперативного использования в процессе проектирования как резу ьтатов расчетных исследований, так и экспериментальных данных.
Методы исследования. В основу работы положены следующие методы: метод дискретных аналогов распределенных слоев аэродинамических особенностей и метод симметричных особенностей для рас-
чета крылатых компоновок произвольной формы дозвуковым потоком, метод дискретных вихрей для расчета суммарных нелинейных АДХ, метод Морино для расчета сверхзвукового обтекания крылатого ЛА произвольная формы.
Научная новизна.
-
Разработан метод расчета дозвукового линеаризованного обтекания ЛАэпроизвольной формы, а также метод расчета дозвуковых нелинейных АДХ крылатого ЛА.
-
Исследовано семейство сверхзвуковых аэродинамических особенностей, определены области их применения в зависимости от формы компоновки, предложена методика набора аэродинамической матрицы влияния, позволяющая в ряде случаев сократить потребные ресурсы памяти ЭВМ.
" 3. Выполнены расчетные исследования обтекания пакетной компоновки РН, а также блоков РН многоразового использования, проведено сравнение расчетных и экспериментальных результатов.
Практическая ценность. Создан программный комплекс, позволяющий проводить расчеты обтекания крылатых ЛА и пакетных компоновок РН при дозвуковых и малых сверхзвуковых скоростях. Результаты работы используются в исследованиях, проводимых в ЦАГИ и в Ракетно-космической корпорации "Энергия" им. С.П.Королева при проектировании перспективных образцов новой техники.
Апробация работы. ' Основные результаты работы докладывались на семинарах в РКК "Энергия", научных конференциях МФТИ, отраслевых научно-технических конференциях, проводимых на базе РКК "Энергия", опубликованы в работах [1-5].
Структура и объем работы. Диссертация состоит из введен"я, трех глав, выводов, библиографии и иллюстраций, содержит 135 страниц текста и 84 рисунка на 84 листах. Список использованной литературы включает 125 наименований.,
Похожие диссертации на Использование панельных методов низкого порядка для расчета аэродинамических характеристик компоновок перспективных ракет-носителей
