Аэродинамическая интерференция надстроек с несущей повехностью при сверхзвуковых скоростях Текст научной статьи по специальности «Механика и машиностроение»

УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ Ц А Г И

Т о м XII 19 8 1 М 3

УДК 533.69.011 533.6.07

АЭРОДИНАМИЧЕСКАЯ ИНТЕРФЕРЕНЦИЯ НАДСТРОЕК С НЕСУЩЕЙ ПОВЕХНОСТЬЮ ПРИ СВЕРХЗВУКОВЫХ СКОРОСТЯХ

М. Д. Бродецкий, А. И. Максимов, А. А. Рафаэлянц,

Г. А. Черемухин, А. М. Харитонов

Приведены результаты экспериментальных исследований аэродинамических характеристик надстроек типа обтекателей приводов органов управления и их интерференции с несущей поверхностью.

Получены результаты, подтверждающие возможность увеличения аэродинамического качества сверхзвукового летательного аппарата путем перестановки обтекателей приводов органов управления и других аналогичных надстроек с нижней поверхности крыла на верхнюю.

Исследования проводились на модели полукрыла, установленного в подвесной системе механических весов аэродинамической трубы с помощью боковой державки (рис. 1). На плоскости поверхности модели крепились исследуемые обтекатели. Цанговое крепление позволяло устанавливать обтекатели с различными зазором от поверхности крыла и углом их поворота р относительно корневой хорды. Схемы некоторых исследованных обтекателей приведены на рис. 2.

Для измерения аэродинамических характеристик обтекателей в крыле под, вторым (г2 = 0,35) и пятым (г5=0,73) обтекателями устанавливались миниатюрные двухкомпонентные тензовесы (см. рис. 1) с пределами измерений аэродинамической продольной силыХ + ЗООг и нормальной силы К+500г. Поворот тензовесов на 90° в горизонтальной плоскости позволял использовать боковую силу Z (вместо X). При тензометрических измерениях нормальная сила считалась положительной, если она действовала в направлении отрыва обтекателя от поверхности крыла.

Исследование интерференционных сил, возникающих на поверхности крыла за счет установки обтекателей, проводилось путем измерения распределения давления.

Испытания проводились в аэродинамической трубе Т-313 ИТПМ СО АН СССР [11 при числах М=2,5 и Ке=28-106 (на 1м) в диапазоне углов атаки а — — 4ч-6°. Пограничный слой на поверхности полукрыла в области расположения обтекателей был турбулентным. При этом для обтекателей с высотой & = Ю мм параметр /г/5, где 8 — толщина пограничного слоя, изменялся от 1,5 до 5 в зависимости от положения по размаху крыла. Аэродинамические коэффициенты относились к скоростному напору невозмущенного потока, в качестве характерной площади принималась площадь миделя обтекателя. Для увеличения надежности результатов все испытания проводились многократно. Среднеквадратичные погрешности тензовесов, полученные по результатам 6-кратных испытаний без съема модели, для коэффициента Сх составляли ас =0,0015-^0,0030 (в зависимости от угла атаки),

а для Су — в 2—3 раза больше. Инструментальная погрешность измерение Давления в пересчете на коэффициент давления составляла ±0,0015. При вычислении аэродинамических коэффициентов Сх и Су вводились поправки, обусловленные наличием зазора между поверхностью крыла и обтекателем. Более подробно методика проведенных исследований изложена в работах [2, 3].

г г <х

□ -Р = 4,5°, 7-?-=3°, Д-0=1.5°. Г)—р = 0°, А— Р = — 1.5°, Т_р = _.3°, Н_р = _4,5°

Рис. 3. Влияние угла установки 3 на коэффициент Сх конического обтекателя (г = 0,73)

Рис. 4. Влияние угла установки 8 на коэффициент боковой силы конического обтекателя (г=0,73)

72 72

1 1 1

1 ? 1 ~ —-——

/—конический обтекатель, 2—оживальный обтекатель. 3—сдвоенный (широкий) обтекатель,

4—сдвоенный (высокий) обтекатель

Рис. 2

7—стенка рабочей части трубы, 2—.ложное“ полу-крыло, 3—боковая державка, 4—модель, 5— тензо-весы, *?—обтекатель

Рис. 1. Модель полукрыла с обтекателями

На рис. 3 приведены зависимости Сх(а) для конического обтекателя, установленного в сечении 2’5=0,73 при различных углах р. Видно, что при положительных углах установки р сопротивление обтекателя резко возрастает по мере увеличения углов атаки модели. Характерно, что в области значений а и—4° величины Сх становятся несколько меньше, чем соответствующая величина коэффициента конического обтекателя при 0=0.

В диапазоне Р<0 имеет место обратная картина. При этом с ростом абсолютных значений р коэффициент Сх становится менее чувствительным к изменению углов атаки. Такая зависимость сопротивления обтекателя от угла р качественно вполне объясняется взаимным влиянием угла установки обтекателя и скосов потока на крыле, обусловленных стреловидностью передней кромки и углом атаки. Это влияние также хорошо иллюстрируют зависимости коэффициента боковой силы Сг(а) для исследованного обтекателя при различных р (рис. 4). Определив по этим кривым значения а, соответствующие Сг=0, можно получить осредненные скосы потока в области расположения обтекателя в зависимости от угла атаки модели. Аналогично по данным рис. 3 для каждого угла атаки можно определить значения р, соответствующие минимальному сопротивлению обтекателя. Результаты такой обработки представлены на рис.5. Здесь же нанесены значения скосов потока, вычисленные для точки в окрестности носка обтекателя по результатам экспериментов Н. А. Юденкова. Соответствие представленных результатов можно считать удовлетворительным. Полученный в данной работе небольшой скос потока на угле атаки а=0, соответствующий примерно —0,8°, учитывая конечную ширину обтекателя, по-видимому, обусловлен влиянием изменения толщины пограничного слоя по размаху крыла.

Исходя из полученных результатов, для снижения сопротивления обтекателей на заданном' угле атаки необходимо их разворачивать в соответствии с местными скосами потока на крыле. Известно, что по мере приближения к корневой хорде крыла значения скосов потока уменьшаются. Частично это следует и из данных рис. 6, а. Здесь приведены коэффициенты Сх(а) для конического обтекателя в двух положениях по размаху крыла. Значения Сх при г=0,73 с поправкой на влияние местных скосов потока получены путем соответствующей обработки данных рис. 3 и 5. Видно, что учет скоса потока значительно сближает значения коэффициентов Сх второго и пятого обтекателей при а>0.

В исследованном диапазоне углов атаки на обтекатель действует отрывающая нормальная сила (рис. 6,6). При этом характер кривых Су{а) существенно

зависит от величины г, что, по-видимому, в значительной мере обусловлено влиянием скосов потока на крыле. Так, коэффициенты Су конического обтекателя при различных г близки по величине только при углах атаки, близких к нулю, где влияние скосов потока мало.

Исследование влияния формы обтекателя на величину Сх показало, что из

-Г 0 2° Г а

ю

0 -г по данным тензометрических измерений, х — по данным тензометрических измерений, А—по данным Н. А. Юденкова

Рис. 5. Оценка осредненных скосов потока на крыле (7= 0,73)

д — 2=0,35, О — 2 = 0,73, ф — с учетом скосов потока на крыле при 2=0,73

Рис. 6. Влияние положения обтекателей по размаху по-лукрыла на коэффициенты Сх и Су

всех рассмотренных вариантов при угле ¡3=0° наименьшим сопротивлением обладает конический обтекатель. Некоторые результаты этих исследований приведены на рис. 7.

Установка соседних обтекателей в исследованном диапазоне углов атаки приводит к уменьшению сопротивления и подъемной силы рассматриваемого обтекателя. Так, например, коэффициенты Сх конического обтекателя на всех углах атаки при данных геометрических соотношениях снижаются на величину ~0,2, а Су — на ~0,1.

Подробные измерения распределения давления на поверхности крыла в области расположения обтекателей показали наличие зон повышенного и пониженного давлений, являющихся результатом интерференции. На рис. 8, а в качестве примера приведена картина распределения давления вблизи конического

О — конический обтекатель, д — оживальный обтекатель, V — широкий обтекатель, □ — высокий обтекатель

Рис. 7. Влияние формы обтекателей на коэффици- -ент Сх (г — 0,35)

-Г -1 и г ч- ос

обтекателя на угле атаки а = 4°, построенная в виде разности коэффициентов давлений на поверхности крыла при наличии обтекателя и без него. Значительная несимметричность в распределении давления вблизи носовой части обтекателя объясняется влиянием скосов потока на крыле, возникающих при ненулевых углах атаки модели. На рис. 8, б представлено распределение суммарной интерференционной нагрузки ^ АР по длине обтекателя на углах атаки а =—4°, 0 и 4°. Видно, что у носовой части обтекателя за счет торможения потока реализуется область повышенного давления, которая распространяется вниз по потоку примерно по линиям Маха. Вблизи стыка носовой и цилиндрической части обтекателя возникает зона пониженного давления.

Н--зона повышения давления,-зона понижения давления

Рис. 8. Распределение давления на поверхности крыла при а=4°(а) и суммарной интерференционной нагрузки на крыло вдоль конического обтекателя (б), г = 0,73

В табл. 1 приведены значения интерференционных добавок ДСу инт, полученные путем интегрирования коэффициентов давления по всей зоне взаимодействия конического обтекателя с крылом. Индексы „ + “ и „—“ относятся к нагрузкам, вычисленным отдельно по зонам повышенного и пониженного давлений соответственно.

8—„Ученые записки ЦАГИ* № 3 ИЗ-

Приведенные в табл. 1 результаты показывают, что положительные и отрицательные составившие интерференционной нагрузки почти компенсируют друг друга. В рассматриваемом случае наличие обтекателей приводит к некоторому увеличению давления на крыле в исследованном диапазоне углов атаки модели.

По результатам тензометрических и дренажных испытаний были вычислены коэффициент дополнительного лобового сопротивления ДСха и подъемной силы полукрыла ЛСуа, обусловленные установкой одного конического обтекателя (табл. 2). В этой же таблице для сравнения приведены результаты 11-кратных весовмх испытаний модели полукрыла с шестью обтекателями и без них на механических весах аэродинамической трубы, также пересчитанные для одного обтекателя. Видно, что соответствие результатов достаточно хорошее. При этом коэффициенты АСуа в исследованном диапазоне слабо зависят от угла атаки, а АС„ меняются примерно в два раза.

Таблица 2

Та б л и ц а 1

а у •»* АСу ннт

-4° 1.26 -0.97 0,29

0 1.72 -1.40 0,32

4° 2.10 —1.83 0,27

а Тензометрические и дренажные испытания Механические весы

ACjга АСу а А СХа АСу а

—4° 0,085 0,17 0,070 0,20

0 0,106 0,25 0,116 0,23

4° 0,152 — 0,161 0,27

Поскольку рабочая поверхность модели крыла была плоской, то все результаты, полученные на отрицательных углах атаки, можно относить к случаю расположения обтекателей ва верхней поверхности крыла при положительных углах атаки (переменив при этом знак у коэффиициентов подъемной силы). С учетом этого значительное уменьшение величины ДСха при отрицательных углах атаки указывает на возможность некоторого увеличения аэродинамического качества несущей поверхности за счет перестановки обтекателей с нижней поверхности на верхнюю.

Если вклад надстроек в подъемную силу крыла при положительных и отрицательных а по абсолютной величине одинаков (что примерно соответствует результатам проведенных исследований), то условие выигрыша в аэродинамическом качестве при расположении надстроек на верхней поверхности крыла можно записать в следующем виде:

Суа - А С

Уа

С,

>

-уа ■

-д с

у а

^н. п

при а = const.

(1)

- ха "Ь А±Сха ] \ Сха + А Сха

В этом выражении все коэффициенты отнесены к одной площади, а величина А характеризует степень уменьшения коэффициента ДСха при перестановке надстроек с нижней поверхности крыла на верхнюю.

Путем несложных преобразований необходимое условие выигрыша в аэродинамическом качестве К за счет снижения сопротивления надстроек можно представить:

Л< 1 —

К

2 А С

у а

АСГ

(2)

Аэродинамическое качество современных сверхзвуковых самолетов на крейсерских режимах полета составляет около 10, а для исследованных обтекателей

А Сча

приводов органов управления отношение ■ 3 ~ 2. В этом случае для полу-

^ хсс

чения выигрыша в аэродинамическом качестве коэффициент ДСха необходимо уменьшить не менее чем на 40%. По результатам проведенных исследований (табл. 2) уже на углах атаки а = 4° снижение сопротивления за счет перестановки обтекателей с нижней поверхности крыла на верхнюю ДС “¿п/ДС“'ап дб-стигает примерно 50%.

Уточнение полученных выводов о возможности выигрыша в аэродинамическом качестве за счет перестановки обтекателей осуществлялось на модели одного из вариантов сверхзвукового пассажирского самолета. На нижней или

верхней поверхностях крыла были установлены по 7 обтекателей с коническими носовой и хвостовой частями на каждой консоли. Осредненные результаты изменения аэродинамического качества этой модели за счет установки обтекателей, полученные при значениях К, близких к максимальным, путем многократных испытаний, приведены в табл. 3.

Эти данные показывают, что установка обтекателей на верхней поверхности крыла обеспечивает выигрыш в аэродинамическом качестве модели на ■А/С = 0,5 при значениях К, близкйх к Ктах-

Таблица 3

а А/Сер \ 3,2° о СО ч* СЛ О 6,5° о о Ь-"

Обтекатели сверху 0,02 -0,01 -0,02 0 -0,01

Обтекатели снизу —0,02 -0,06 —0,06 -0,06 —0,06

Таким образом, проведенные исследования позволили выявить вклад отдельных составляющих в суммарную интерференционную нагрузку надстроек типа обтекателей приводов органов управления на крыло и получить ряд практических результатов, которые могут быть использованы и для других надстроек аналогичных форм.

ЛИТЕРАТУРА

1. Волонихин И. И., Григорьев В. Д., Демьяненко В. С., Писаренко X. И., Харитонов А. М. Сверхзвуковая аэродинамическая труба Т-313. Сб. ИТПМ „Аэрофизические

исследования“. Новосибирск, 1972,

2. Бродецкий М. Д., Максимов А. И., Харито-

нов А. М. Методика экспериментальных исследований аэродинамической интерференции небольших надстроек с несущей поверхностью. Известия СО АН СССР, серия технических наук, вып. 3, № 13,

1978,

3. Бродецкий М. Д., В а с е н е в Л. Г., М а к с и м о в А. И., Харитонов А. М. Методические исследования интерференции элементов летательных аппаратов. Сб. ИТПМ .Методика и техника .агрофизических исследований“. Новосибирск, 1978.

Рукопись поступила 121А 1579 г.