Ученые записки ЦАГИ, №3, 2009 г.

№3, 2009 г. 1. А. В. Бобылев, А. В. Ваганов, В. Г. Дмитриев, С. М. Задонский, А. Ю. Киреев, А. С. Скуратов, Э. А. Степанов, В. А. Ярошевсий. РАЗРАБОТКА АЭРОДИНАМИЧЕСКОЙ КОМПОНОВКИ И ИССЛЕДОВАНИЯ АЭРОТЕРМОДИНАМИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК МАЛОРАЗМЕРНОГО КРЫЛАТОГО ВОЗВРАЩАЕМОГО АППАРАТА. Рассмотрена методика поиска рациональной аэродинамической компоновки малоразмерного крылатого возвращаемого аппарата. Решение задачи представляет собой итерационный процесс, при выполнении которого происходит целенаправленное изменение внешних обводов исходного варианта аэродинамической компоновки с целью реализации заданных тактико-технических данных. Расчет аэротермодинамических характеристик на каждом шаге итерационного процесса выполнялся при помощи пакетов программ, в основу которых положены различные инженерные методики. Оценка параметров траектории снижения включала процедуру поиска оптимальной траектории, реализующей максимум боковой дальности при заданном ограничении на равновесную температуру, например, в критических точках элементов компоновки. На основании этой методики была разработана форма аэродинамической компоновки перспективного малоразмерного крылатого возвращаемого аппарата. Особенность аэродинамической компоновки состоит в том, что ее форма, размеры и положение крыла обеспечивают не только балансировку, устойчивость, необходимую величину подъемной силы на всех режимах полета. Форма носового отсека, профиля крыла и величина стреловидности передней кромки позволили реализовать приемлемые тепловые потоки на поверхности аппарата при гиперзвуковых скоростях. 2. А. А. Никольский. РАСЧЕТ ФОРМЫ НАРОСТОВ ЛЬДА НА АЭРОДИНАМИЧЕСКОМ ПРОФИЛЕ. Разработана и реализована численно процедура определения траекторий и коэффициентов оседания переохлажденных капель на аэродинамическом профиле для моделирования процесса обледенения крыла или вертолетной лопасти. Уточнены параметры подобия траекторий. Выполнен расчет формы нароста льда на профиле NACA 00012 и приведено сравнение с известными расчетными и экспериментальными данными. 3. В. Н. Бражко, А. В. Ваганов, Н. А. Ковалева, Н. П. Колина, И. И. Липатов. ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫЕ И РАСЧЕТНЫЕ ИССЛЕДОВАНИЯ ПЕРЕХОДА В ПОГРАНИЧНОМ СЛОЕ НА ЗАТУПЛЕННЫХ КОНУСАХ ПРИ СВЕРХЗВУКОВОМ ОБТЕКАНИИ. Приводятся результаты расчетных и экспериментальных исследований перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный, полученные на тонких затупленных конусах при числах Маха набегающего потока М = 6.1 и 8. Показано совместное влияние затупления носовой части, полуугла раствора конуса, чисел Маха и Рейнольдса на переход пограничного слоя. Проведено сопоставление и обобщение данных настоящей работы по началу перехода пограничного слоя и результатов, полученных ранее в аэродинамических трубах при сверх- и гиперзвуковом обтекании тонких затупленных конусов [2, 4, 12 — 17]. 4. А. А. Разов. ЧИСЛЕННЫЙ АНАЛИЗ ЭФФЕКТИВНОСТИ РАСПОЛОЖЕНИЯ ВИНТА В ВЯЗКОМ СЛЕДЕ С ПОМОЩЬЮ УРАВНЕНИЙ НАВЬЕ — СТОКСА. Проведен численный расчет эффективности расположения воздушного винта в вязком следе. В качестве примера взята упрощенная модель дирижабля с хвостовым винтом. Получены профили скорости, распределение давления и касательные напряжения на поверхности дирижабля в случае работающего и неработающего винта. Проведен анализ сил, действующих на дирижабль и винт, в случаях расположения винта в корме дирижабля в вязком следе и вне зоны взаимодействия с дирижаблем. Показано, что в первом случае мощность, потребная для крейсерского полета, примерно на 7.5% ниже. 5. Л. Д. Колесинский, Р. М. Федоров. МЕТОДИКА ОПРЕДЕЛЕНИЯ ПАРАМЕТРОВ ОСЕВОГО КОМПРЕССОРА В ОСНОВНЫХ ТОЧКАХ СРЫВНЫХ ВЕТВЕЙ ЕГО ХАРАКТЕРИСТИК. Приведена методика расчета характеристик компрессора при работе его в режиме полного вращающегося срыва с одиночной зоной срывного течения, захватывающей всю высоту кольцевого канала проточной части компрессора, при постоянной частоте (скорости) вращения. Она позволяет достаточно точно определить показатели компрессора πк∗ и ηк∗ в левой (срывной) ветви характеристики компрессора, в том числе в точке на границе выхода из срыва, в зависимости от величины коэффициента расхода, угловой протяженности срывной зоны и значения степени повышения давления на границе срыва правой (безотрывной) ветви характеристики, а также найти размер петли гистерезиса. Показано, что протяженность срывной зоны является важным параметром, определяющим характеристику компрессора в режиме срыва. 6. В. А. Ярошевский. АППРОКСИМАЦИЯ МОДЕЛИ СТАНДАРТНОЙ АТМОСФЕРЫ. Предлагается модель зависимости плотности атмосферы от высоты, удобная для выполнения математического моделирования процесса входа космического аппарата в атмосферу Земли. Обсуждаются вопросы, связанные с возможностью замены этой модели упрощенной экспоненциальной моделью. 7. Б. М. Ефимцов, А. Я. Зверев. КОЛЕБАНИЯ И АКУСТИЧЕСКОЕ ИЗЛУЧЕНИЕ ТОНКОСТЕННЫХ КОНСТРУКЦИЙ ПРИ НЕОДНОРОДНОМ АЭРОАКУСТИЧЕСКОМ ВОЗБУЖДЕНИИ. Изучаются одномерные и двумерные колебания ограниченных тонкостенных конструкций, подверженных воздействию неоднородного по пространству конвектирующего поля случайных пульсаций давления. Получены выражения для спектральной плотности обобщенных сил при синусоидальных формах колебаний упругой системы. Выведены соотношения для оценки колебательной энергии и мощности акустического излучения тонкостенных конструкций в зависимости от характерных параметров возбуждающего поля. Установлены общие закономерности в колебаниях и акустическом излучении ограниченных и неограниченных упругих систем. 8. Л. В. Морозов. ФОРМИРОВАНИЕ ПАРАМЕТРОВ ТРОСОВОЙ СИСТЕМЫ ДЛЯ БУКСИРОВКИ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА С ГАРАНТИРОВАННЫМ ДИАПАЗОНОМ ВЕРТИКАЛЬНЫХ ПЕРЕМЕЩЕНИЙ. Рассматривается равномерное движение малоразмерного летательного аппарата на гибкой тросовой связи с горизонтально летящим самолетом-носителем. Определяются параметры тросовой системы для обеспечения максимального диапазона вертикальных смещений аппарата относительно носителя во всей области возможных режимов горизонтального полета носителя. 9. В. А. Малютин. О РАЗРАБОТКЕ МНОГОЦЕЛЕВОЙ АЭРОУПРУГОЙ МОДУЛЬНОЙ МОДЕЛИ. Рассмотрена многоцелевая аэроупругая модульная модель несущей поверхности самолета большого удлинения. Для описания ее жесткостных характеристик используется балочная схематизация. Предложен алгоритм определения проектных параметров модели, основанный на требовании подобия жесткостных характеристик натуре. Представлены результаты проектирования для упругоподобной модели крыла большого удлинения.