Проектирование гиперзвукового входного устройства на основе течения в угловом теле
Авторы: Толмачев В.И.
Опубликовано в выпуске: #5(77)/2018
DOI: 10.18698/2308-6033-2018-5-1760
Раздел: Авиационная и ракетно-космическая техника | Рубрика: Аэродинамика и процессы теплообмена летательных аппаратов
В связи с разработкой и созданием гиперзвуковых летательных аппаратов появилась необходимость в более эффективном торможении сверхзвукового потока во входных устройствах. Большой резерв в улучшении характеристик входных устройств заключается в их использовании с пространственным торможением потока. Создание пространственной системы слабых скачков уплотнения во входных устройствах позволяет, с одной стороны, получить безотрывное течение в канале, с другой — уменьшить длину и площадь омываемой поверхности, тепловые потоки и массу входного устройства. Предложен способ организации пространственного сжатия сверхзвукового потока с передней кромки входного устройства в скачках, возникающих при обтекании двух пересекающихся под произвольным углом плоскостей. Такая схема торможения сверхзвукового потока позволяет создавать течение с меньшим градиентом давления у стенки и с большим — в ядре потока, что способствует получению безотрывного течения на участках сжатия меньшей длины. Расчеты параметров потока при пересечении как скачков, так и скачка с твердой поверхностью в трехмерных течениях основаны на точных аналитических соотношениях для косого скачка уплотнения. Приведены результаты расчета параметров пространственного потока с плоскими скачками уплотнения, позволяющие выявить структуру скачков в элементах пространственных входных устройств. Проведен анализ результатов расчета для участков внешнего и внутреннего сжатия входного устройства с расчетным числом Маха 2,5.
Литература
[1] Trexler C.A., Souders S.W. Design and Performance at a Local Mach Number of 6 of an Inlet for an Integrated Scramjet Concept. NASA TN D-7944, August, 1975, pp. 1–138.
[2] Гутов Б.И., Затолока В.В. Конвергентные течения и воздухозаборники, простейшие и с предельно компактным каналом. Изв. АН СССР. ПМТФ, 1987, № 2, с. 57–62.
[3] Боровиков А.Д. Сравнение конструктивных параметров трехскачкового пространственного воздухозаборника ГПВРД с воздухозаборниками традиционных схем. Проектирование, конструирование и прочность элементов конструкций реактивных двигателей. Сб. науч. тр. МАИ им. Серго Орджоникидзе. Москва, Изд-во МАИ, 1984, с. 13–18.
[4] Гунько Ю.П., Мажуль И.И. Построение сверхзвуковых трехмерных воздухозаборников с использованием плоского изоэнтропического течения сжатия. Теплофизика и аэромеханика, 2011, т. 18, № 1, с. 95–108.
[5] Котович А.В., Толмачев В.И. Аналитический расчет параметров потока в угловом теле при сверхзвуковых скоростях. Математика и математическое моделирование, 2016, № 2. URL: http://mathm.elpub.ru/jour/article/view/41. DOI: 10.7463/mathm.0216.0843776 (дата обращения 01.07.2017)
[6] Боровой В.Я., Егоров И.В., Мошаров В.Е., Ноев А.Ю., Радченко В.Н., Скуратов А.С., Струминская И.В. Трехмерное взаимодействие косого скачка, генерируемого клином, с турбулентным пограничным слоем пластины в присутствии энтропийного слоя. Учен. зап. ЦАГИ, т. XLIII, 2012, № 6, с. 3–17.
[7] Borovoy V., Egorov I., Ivanov D. Numerical simulation of three-dimensional shock-wave/boundary-layer interaction on sharp and blunted flat plate. 28th International Congress of the Aeronautical Sciences, 23–28 September, 2012. Brisbane, Australia, Paper ICAS 2012-2.4.2. URL: http://www.icas.org/ICAS_ARCHIVE/ICAS2012/ABSTRACTS/149.HTM
[8] Гунько Ю.П., Мажуль И.И. Сверхзвуковое обтекание системы из двух стреловидных клиньев, установленных на поверхности предварительного сжатия. Изв. РАН. МЖГ, 2013, № 2, с. 137–149.
[9] Боровой В.Я., Мошаров В.Е., Радченко В.Н., Скуратов А.С., Струминская И.В. Влияние затупления передних кромок на течение в модельном воздухозаборнике. Изв. РАН. МЖГ, 2014, № 4, с. 43–57.
[10] Гунько Ю.П., Александров Е.А. Расчетное газодинамическое моделирование сверхзвукового трехмерного воздухозаборника. Теплофизика и аэромеханика, 2010, т. 17, № 1, с. 63–75.