Слайд 1 - Институт теоретической и прикладной механики СО

ИССЛЕДОВАНИЕ ПАРАМЕТРОВ ЗВУКОВОГО УДАРА
ОТ ГРАЖДАНСКОГО САМОЛЕТА НЕТРАДИЦИОННОЙ
КОМПОНОВКИ
В.М. Фомин,
В.Ф. Чиркашенко,
В.Ф. Волков,
А.М. Харитонов
ИТПМ СО РАН, г. Новосибирск
Формирование волны звукового
удара
Ближняя зона
Средняя зона
Дальняя зона
Введение




Современное состояние проблемы создания сверхзвукового пассажирского самолета второго
поколения (СПС – 2) указывает на ограниченные возможности традиционных методов снижения
уровня звукового удара (ЗУ) [1]. Формирование компоновки классической схемы с приемлемым
уровнем ЗУ путем организации распределения объема и подъемной силы, соответствующего
оптимальному эквивалентному телу вращения [2], приводит к затруднениям обеспечения
аэродинамической эффективности самолета (максимальное аэродинамическое качество). Для
решения этой проблемы проводятся исследования по повышению аэродинамического качества и
весовой отдачи самолета, что обеспечивается оптимизацией формы крыла, фюзеляжа и
мотогондол с учетом их аэродинамической интерференции, использованием новых материалов,
оборудования и элементной базы [3,4].
В виду невозможности полного моделирования явления ЗУ в лабораторных условиях, основным
инструментом формирования компоновки самолета является расчетный метод. В данной работе
используется комплексный расчетный метод, заключающийся в определении параметров
возмущенного потока в ближней зоне с помощью численной методов [7 ] и на больших
расстояниях с помощью квазилинейной теории [8,9].
Выбор конфигураций с пониженным уровнем ЗУ, должен сопровождаться экспериментальными
исследованиями, основными задачами которых являются получение более достоверной
информации для тел произвольной конфигурации, а также валидация результатов численных
расчетов. Для моделирования процесса возникновения, формирования и распространения волны
ЗУ в ИТПМ СО РАН разработан комбинированный экспериментально - расчетный метод [10,11].
Метод заключается в измерении параметров возмущенного потока вблизи модели и последующем
расчете эволюции профилей возмущенного давления при распространении их на большие
расстояния с помощью квазилинейной теории [8,9].
Настоящая работа является продолжением работ [5,6], в которых на основании численных
параметрических расчетов определены параметры ЗУ и аэродинамические характеристики
обеспечиваемые компоновкой с тандемным расположением двух крыльев в зависимости от
основных параметров, определяющих перераспределение возмущенного давления по длине
самолета (соотношение площадей и взаимное расположение крыльев на фюзеляже). Показано, что
при заданной подъемной силе и длине самолета, совершающего полет при М = 2 на высоте 18 км,
при определенных параметрах тандемная компоновка обеспечивает существенное (до 60%)
снижение интенсивности ЗУ относительно эквивалентной по весу и длине компоновки,
выполненной по схеме моноплан. Наряду с этим при определенных параметрах нетрадиционной
компоновки возможна реализация эффектов увеличения аэродинамического качества.
Несомненно, что эти положения нуждаются в экспериментальном подтверждении.
Методы решения задачи.



1.
Сверхзвукового обтекания исследуемой компоновки. Газодинамические
параметры в окрестности и на поверхности тела определялись при помощи
численной схемы, основанной на аппроксимации уравнений Эйлера в
интегральной форме.
f
d    F( g ) dS  0

t

S
2. Распространение возмущенного давления при удалении от тела
определялось с помощью квазилинейной теории Уизема, которая представлена
в виде соотношений
2
p   M    (t , )

1
1
p
2  (2  ) 2  r 2



1
2
x   r  k1( , )r  
Для комбинации корпус+крыло функция определяется как:



(2)
1
 ( , ) 
2


S (t )dt   cos((3)) Y (t , )dt
0   t  2  q 0   t
Схема проведения измерений параметров возмущенного
потока в ближней зоне модели в динамическом режиме
регистрации в АДТ Т-313
D1 – дифференциальный тензометрический датчик давления, воспринимаемого
зондом, в кг/м2 относительно атмосферного давления;
D2 – датчик полного давления в форкамере [кг/м2] ;
D3 – координата Х, измеряемая энкодером (с ускоренным счетчиком), в мм;
Теневой снимок обтекания сверхзвуковым потоком (М=
2.03) модели схематизированной компоновки тандемной
схемы (S1=0.1, X1=0.18)
•
•
а  общий вид обтекания, b  фрагмент кормовой части модели А;
1 - головная УВ от носовой части, 2 - от переднего крыла, 3 - от заднего
крыла, 4 - хвостовая УВ, 5 – висячий скачек, 6 – донный след.
а
а
б
б
Рис. 1. Распределение относительного избыточного статического давления
вблизи (K=1.33) схематизированных компоновок: а - исходная компоновка
(S1=0), б - компоновка, выполненная по тандемной схеме (S1=0.1, X1= 0.18); 1, 2 –
эксперимент; (1 – первичная обработка,
2 – результаты аппроксимации), 3 – численный расчет.
Профиль относительного избыточного статического давления на
различных удалениях от тандемной компоновки
S1  0.1, X 1  0.18 ;
1 – эксперимент, 2 – расчет
а
в
б
г
а – K=100, б - K=200, в - K=300, г - K=400 .
Заключение




На основе результатов измерения параметров возмущенного потока в
ближней зоне модели определены условия эксперимента
исключающие влияние неоднородности потока на достоверность
измерений.
Достоверность информации о формировании и распространении
волны ЗУ демонстрируется путем сравнительного анализа
результатов, полученных экспериментально-расчетным и
комбинированным расчетным методом и их удовлетворительное
согласованием.
Наблюдаемые в расчетах, некоторые занижения протяженности
средней зоны ЗУ и завышения интенсивности хвостовой УВ, по всей
вероятности, обусловлены низкой точностью локализации
промежуточной ударной волны на больших удалениях и
нелинейными эффектами в ближней зоне, которые оказывают
существенное влияние на параметры ЗУ в средней и далльней зоне и
не совсем адекватно учитываются принятой расчетной моделью.
Полученные результаты подтверждают возможность снижения
уровня ЗУ создаваемого СПС, компоновка которого выполнена по
тандемной схеме расположения двух крыльев на фюзеляже.
Литература












1. Фомин В. М., Чиркашенко В. Ф., Волков В. Ф., Харитонов А. М. Управление параметрами
звукового удара с помощью криогенного воздействия на обтекание летательного аппарата //
Проблемы и достижения прикладной математики и механики: к 70-летию академика В.М. Фомина:
сб. научн. труд. Новосибирск, «Параллель», 2010, C. 375-413.
2. Чернышев С.Л. Звуковой удар//Центральный аэрогидродинамический институт им. Проф. Н.Е.
Жуковского (ЦАГИ). – М.: Наука, 2011. – 351 с.
3. Васильев Л.Е., Попов С.И., Свищев Г.Р. Авиация XX1. Прогнозы и перспективы // Техника
воздушного флота. Т.68, №1-2, 1994, С.14 – 17.
4. Ковалеко В. В., Чернышев С. Л. К вопросу о снижении звукового удара. Ученые записки ЦАГИ,
2006, том XXXVII, № 3, стр. 53-62.
5. Фомин В.М., Волков В. Ф, Чиркашенко В. Ф. Влияние перераспределения подъемной силы по
длине сверхзвукового самолета на параметры звукового удара // ИФЖ. 2007. Т. 80№ 5. С. 28 – 37.
6. Фомин В.М., Волков В.Ф., Чиркашенко В.Ф. Численное исследование влияния аэродинамической
компоновки СПС на параметры, создаваемого им звукового удара. //Вычислительные технологии.
Том 11, часть 2, Специальный выпуск, 2006, с.64-74.
7. Волков В.Ф. Численное исследование пространственных течений в окрестности сложных
конфигураций // Выч. методы и программирование. 2004. Т.5. С. 62 – 73.
8. Whitham G.B. The flow pattern of a supersonic projectile // Comm. Pure Appl. Math< 1952. V. 5, № 3, P.
301-338.
9. Рыжов О.С. Затухание ударных волн в стационарных течениях // ПМТФ. 1961. № 6. С. 36–40.
10. Чиркашенко В.Ф., Юдинцев Ю.Н. «Развитие методики измерений параметров звукового удара в
сверхзвуковых аэродинамических трубах». // Препринт ИТПМ СО АН СССР; № 6, Новосибирск, 1983.
С. 41.
11. Чиркашенко В. Ф., Юдинцев Ю. Н. «Система измерений параметров звукового удара в
аэродинамических трубах с использованием ЭВМ». // Препринт ИТПМ СО АН СССР, № 21,
Новосибирск, 1983, С. 25.
12. Фомин В. М., Чиркашенко В. Ф., Волков В. Ф., Харитонов А. М. Влияние компоновки
сверхзвуковых самолетов на параметры звукового удара // Журнал «Теплофизика и аэромеханика»
т.18, №4, 2011 г. С. 525 – 542