Аннотация. В работе представлены результаты исследования нагрева фюзеляжа малогабаритного беспилотного летательного аппарата струей турбореактивного двигателя в условиях плотной компоновки и метода защиты фюзеляжа от нагрева. Исследование проведено методом численного моделирования с использованием программно-вычислительного комплекса Ansys CFX для решения задач газовой динамики. Произведена верификация расчета методом сравнения с натурным экспериментом. Показано, что характер распространения реактивной струи и температурное пятно нагрева фюзеляжа с достаточно высокой точностью соответствуют экспериментальным данным в рамках принятых упрощений расчетной геометрической модели и допущений в граничных условиях расчетной математической модели.

Ключевые слова: турбореактивный двигатель, нагрев, защита, аэродинамические характеристики.

***

ВВЕДЕНИЕ

Современные тенденции в области внедрения и развития методов численного решения задач газовой динамики программными пакетами существенно сокращают время проектирования летательных аппаратов от технического задания (ТЗ) до конечного изделия, в том числе позволяя сократить количество натурных испытаний по подтверждению аэродинамических характеристик (АДХ).

В работе на примере малогабаритного беспилотного летательного аппарата (БЛА) проведен комплекс расчетов, направленных на оценку сходимости численного моделирования с натурным экспериментом. Целью работы является построение итерационного процесса изменения геометрических параметров элементов БЛА при численном моделировании для снижения числа натурных экспериментов. Основная задача заключается в оценке воздействия реактивной струи турбореактивного двигателя (ТРД) на поверхность БЛА в условиях плотной компоновки и поиске способа защиты от этого воздействия при минимизации снижения АДХ БЛА.

ИЗЛОЖЕНИЕ ЗАДАЧИ

Необходимо качественно оценить область распространения температурного пятна и получить численные значения температуры нагрева фюзеляжа БЛА. Построение расчетного метода базируется на возможности воспроизведения внешних условий при проведении натурного эксперимента, таких как температура и малая скорость набегающего потока, то есть при статичном положении БЛА. Таким 

образом, верификация результатов расчета позволит использовать полученный расчетный метод для оценки влияния реактивной струи на обшивку БЛА для различных скоростей набегающего потока. Кроме того, полученный метод расчета позволит найти техническое решение по снижению температуры нагрева фюзеляжа для предупреждения потери его прочностных свойств и разрушения.

Объектом испытания является макет фюзеляжа малогабаритного БЛА, в точности повторяющий исследуемый теоретический контур, а также ТРД «JetCat P220-RXi» с заведомо известными характеристиками [5]. Общий вид исследуемого объекта представлен на рисунке 1.

ПОСТАНОВКА ЗАДАЧИ МОДЕЛИРОВАНИЯ

Определение аэродинамических сил и моментов, основанных на обтекании твердого тела рабочим телом (газом), возможно методами натурных экспериментов в аэродинамических трубах и численными методами. Течение вязкого сжимаемого газа описывается системой уравнений Навье - Стокса (2), дополненных уравнениями неразрывности (1) и энергии (3) [1].

Уравнение неразрывности:

Моментные уравнения:

где  -    тензор напряжений; δ - символ Кронекера.

Уравнение энергии:

где  -    полная энтальпия; выражение  · SM характеризует работу внешних сил; S_M, S_E - источниковые члены для импульса и энергии соответственно.

Для замыкания системы используется уравнение состояния идеального сжимаемого газа:

где: Δ – оператор Лапласа; - оператор Гамильтона;  - тензорное произведение; w -молекулярная масса газа; p - давление газа; ρ - плотность газа; μ – коэффициент динамической вязкости газа; λ - коэффициент теплопроводности газа; h - энтальпия;  - вектор скорости набегающего потока; t - время; R₀ -универсальная газовая постоянная.

Аэродинамические силы и моменты, действующие на летательный аппарат самолетного типа, можно представить в виде [3]:

где:  F_x,y,z - проекции сил на оси связанной системы координат, действующих на БЛА; M_x,y,z - проекции моментов сил на оси связанной системы координат, действующих на БЛА; C_x,y,z - аэродинамические коэффициенты сил; m_x,y,z - аэродинамические коэффициенты моментов;  -  скоростной    напор; V -

скорость набегающего потока; S - площадь крыла; l - размах крыла; b_A - средняя аэродинамическая хорда крыла.

Большинство численных методов для решения задач газовой динамики построено на методе конечных объемов, заключающемся в разбитии расчетной области на конечное число подобластей (ячеек) и решении дифференциальных уравнений в каждом из этих элементарных объемов с учетом граничных условий.

При проектировании БЛА в вопросах получения АДХ в работе используется программно-вычислительный комплекс Ansys CFX [4], позволяющий моделировать различные гидродинамические и аэродинамические задачи с широким выбором моделей турбулентности.

Турбулентность принимается по модели Ментера (Shear Stress Transport - SST), которая является комбинацией k-ω и k-ε моделей, автоматически переключающаяся между ними, в зависимости от области течения газа [2] (где k - кинетическая энергия турбулентности, ε - скорость диссипации, ω – завихренность). Выбор в пользу модели SST обусловлен компромиссом между точностью расчета и временем, затрачиваемым на проведение численного моделирования.

Применение более точной модели турбулентности, например модели крупных вихрей (LES методы) или метода отсоединенных вихрей (DES), затруднено ограничениями по размерности расчетной сетки и нецелесообразно для данного исследования в силу требований большей вычислительной мощности и затрат машинного времени при итеративном изменении геометрии БЛА.

Для уменьшения расчетной сетки и сокращения машинного времени расчета модель отсекается в плоскости симметрии с добавлением соответствующего граничного условия в расчетной модели. Размерность расчетной сетки 7,6 млн ячеек с 10 призматическими слоями и значением параметра Y⁺ < 2 (рис. 2).

РЕЗУЛЬТАТЫ РАСЧЕТОВ

В результате получена картина распределения теплового следа от реактивной струи ТРД по поверхности фюзеляжа БЛА. Максимальная расчетная температура на поверхности БЛА составила 157 °С (430 К), картина распределения показана на рисунке 3.

При этом с увеличением скорости набегающего потока происходит притяжение реактивной струи к поверхности фюзеляжа, что приводит к повышению его температуры, изменение которой показано на рисунке 4.

Для защиты поверхности фюзеляжа от теплового воздействия реактивной струи ТРД был разработан тепловой экран (рис. 5), размеры и положение которого определялись итерационно.

В результате проработки теплового экрана было получено существенное снижение температуры нагрева как при околонулевой скорости набегающего потока, так и при ее увеличении. Максимальная температура составила 63 °С (336 К). Результат расчета показан на рисунках 6 и 7.

При этом тепловой экран на исследуемом БЛА не влияет на коэффициент подъемной силы С_уа во всем диапазоне эксплуатационных углов атаки, незначительно изменяет устойчивость в продольном канале (рис. 8, 9) и снижает расчетную максимальную скорость не более чем на 5 км/ч.

РЕЗУЛЬТАТЫ ЭКСПЕРИМЕНТОВ

атурный эксперимент, направленный на подтверждение результатов, полученных в ходе расчета нагрева фюзеляжа в условиях около-нулевой скорости набегающего потока без применения защитного теплового экрана, показал близкие к расчетным численные значения нагрева, а также сам характер изменения температуры фюзеляжа по его площади. Результат эксперимента показан на рисунке 10.

По техническим условиям потеря прочностных свойств данного композиционного материала начинается от 80 °С, а его разрушение - от 120 °С.

Максимальная температура, зафиксированная в эксперименте, составила 121 °С и сопровождается разрушением (плавлением) связующего в составе композиционного материала, которое зафиксировано на рисунке 11.

С учетом низкой температуры окружающей среды, которая составляла минус 6 °С, по сравнению с расчетной 25 °С (А = 31 °С), полученная температура 121 °С может быть приведена к расчетной и составлять 152 °С.

РЕЗУЛЬТАТЫ

В результате выполненных расчетов в Ansys CFX удалось получить рабочую расчетную модель распространения турбореактивной струи ТРД в условиях его плотной компоновки с фюзеляжем, а также выполнить на ее основе несколько вариантов защиты от нагрева, один из которых был предложен.

Вместе с тем удалось минимизировать прирост силы лобового сопротивления и изменение продольной устойчивости БЛА вследствие установки теплового экрана. Размеры и положение последнего подбирались итерационно, пока не была достигнута приемлемая температура нагрева фюзеляжа и одновременно минимальное влияние на АДХ БЛА.

При создании расчетной модели не учитывались параметры шероховатости и микронеровностей поверхности фюзеляжа, получаемые естественным путем в условиях производства, однако, несмотря на эти допущения, результаты расчета дали высокую сходимость с экспериментом, что позволяет использовать ее при проектировании, в том числе компоновке летательного аппарата.

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

В результате выполненных расчетов и полученных экспериментальных данных подтверждается целесообразность реализованного метода расчета для исследования влияния турбореактивной струи на поверхность БЛА при различных скоростях и высотах полета с достаточно высокой степенью сходимости. Расхождение в определении температуры расчетным и экспериментальным методами составило 5 °С, что менее 5 %.

Такой подход позволяет значительно сократить время проектирования конечного изделия, минуя промежуточные этапы получения результатов в экспериментах, и минимизировать потери материальных ценностей в результате неудачных экспериментов.

Авторы: Дегтярев А.А., Молчанов А.В. 

Материал предоставлен для публикации журналом "Вестник концерна ВКО "Алмаз - Антей"