Аэродинамические характеристики некоторых затупленных тел в гиперзвуковом потоке фреона-14 Текст научной статьи по специальности «Физика»

УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ Ц АГ И Том XVI 1985

№ 1

УДК 533.6.011.8

АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ НЕКОТОРЫХ ЗАТУПЛЕННЫХ ТЕЛ В ГИПЕРЗВУКОВОМ ПОТОКЕ ФРЕОНА-14

П. И. Горенбух

Рассматривается влияние эффектов реального газа на силовые и мо-ментные характеристики полугиперболоида и затупленного конуса с цилиндрической центральной и расширяющейся хвостовой частями. Для приближенного моделирования реального обтекания использован многоатомный газ фреон-14 с низким значением показателя адиабаты и проведены весовые испытания одних и тех же моделей при числе М=5 в потоках фреона-14 и воздуха. В рассмотренных случаях коэффициенты сха и суа в потоке фреона-14 превышают соответствующие данные в воздухе, а изменение коэффициента продольного момента тг сильно зависит от положения центра тяжести.

Многообразие реальных физико-химических процессов в поле течения около летательных аппаратов, движущихся с гиперзвуковой скоростью в атмосфере, вызывает значительные трудности при лабораторных исследованиях этих явлений. Для приближенного моделирования равновесного обтекания вместо воздуха можно использовать другие газы, с более низкими значениями показателя адиабаты [1]. Подходящей средой для этой цели являются многоатомные газы и, в частности, фреон-14 (СР4) [2—4]. В этом случае уже при умеренных температурах торможения удается получить близкие к единице значения показателя адиабаты и соответственно высокие отношения плотностей на ударной волне. Так, при Г = 500 К отношение удельных теплоемкостей с р к

для фреона-14 ^ = —— = 1,114, а эффективный показатель адиабаты хэ=—=1,179

Су

(к — энтальпия, е — внутренняя энергия).

Расчеты, проведенные для тел простой формы, показывают, что перераспределение давления, вызванное реальными процессами в газе, может оказать заметное влияние на суммарные аэродинамические характеристики [5, 6]. Целью данной работы являлось сравнение экспериментальных данных для полугиперболоида и затупленного конуса с цилиндрической центральной и расширяющейся хвостовой частями, полученных на одних и тех же моделях в потоке фреона-14 и в потоке совершенного газа с показателем адиабаты х=иэ=1,4 (воздух), для определения влияния показателя адиабаты на силовые и моментные характеристики.

1. Экспериментальные исследования в потоке СР4 и в воздушном потоке проведены с моделями, общий вид которых приведен на рис. 1. Первая модель представляет собой полугиперболоид с радиусом кривизны носка /-=3,14 мм и углом наклона асимптоты, равным 34° (рис. 1 , а). За угол атаки принимается угол между вектором скорости набегающего потока и плоской поверхностью модели. Угол атаки считается положительным, если плоская поверхность подветренная. Испытания проведены при малых углах атаки а = —4-н4°. Вторая модель (рис. 1,6) представляет собой затупленный конус с цилиндрической частью и хвостовой расширяющейся «юбкой». Угол

а)

Модель N-2

Рис. 1

раствора переднего конуса равен 30°, а радиус затупления составляет примерно 0,4 от радиуса цилиндрической части. Расширяющаяся хвостовая часть представляет собой-коническую поверхность с углом раствора 24°. Эксперименты в воздухе выполнены в диапазоне углов атаки а = —10-ь 10°, а в потоке СР4-—при а=0-ь10°.

Обе модели крепятся на хвостовой цилиндрической державке. При расчете аэродинамических коэффициентов за характерную площадь принята площадь миделя модели 5, а в качестве характерного линейного размера — длина модели Ь.

Испытания с использованием в качестве рабочего газа СР4 проведены в гипер-звуковой аэродинамической трубе баллонного типа с выхлопом газа в вакуумную емкость [7}, Давление торможения газа в форкамере ро = 18-105 Па, а температура торможения 70=500 К. В рабочей ч.асти трубы реализуется поток газа СР4 с числом М=5,07. Статическая температура потока в рабочей части равна 165 К, при этом

ч- — — 1,24, а хэ = -Л_= 1,319. Согласно [3] течение в ударном слое около исследуе-

Су &

мых моделей близко к равновесному с эффективным показателем адиабаты, равным 1.179 в области критической точки.

Величина числа Рейнольдса, определенного по параметрам набегающего потока и длине модели, равна 1,75-105 для модели № 1 и 4,3-105 для модели № 2.

Испытания в воздушном потоке выполнены в сверхзвуковой аэродинамической трубе длительного действия при ро=1Ы05 Па и Г0=400 К. Число М=4,98, а числа Ие для исследованных моделей соответственно равны 1,34-106 и 3,3-106.

Измерения сил и моментов проведены с помощью трехкомпонентных тензометри-ческих весов. Суммарная погрешность определения аэродинамических коэффициентов не превышает 2—3%, Результаты представлены без поправок на величину донного давления.

2. Полученные данные для коэффициентов лобового сопротивления сха = 2А7рм I^,5 и подъемной силы суа = 2К/рсо для модели полугиперболои-

да представлены на рис. 2. Результаты в потоке фреона-14 заметно превышают данные для воздуха. Увеличение коэффициента сХа в исследованном диапазоне углов атаки составляет примерно 11%, а коэффициента суа 6%. Более сильное увеличение коэффициента лобового сопротивления связано с влиянием числа Рейнольдса, которое в потоке фреона существенно меньше, чем в воздухе. На рис. 3 приведены заимствованные из работы [8] экспериментальные зависимости коэффициентов сха и суа в по-

хт=0]ут=0 ' .*т=0,77] ут-0,24-

~тх —-аг-^Г °"Ь2 -—о °“

Фреон'-Ш ^ 1—Воздух

~ Воздух * _ ^,02 ~ 44 Фреон -Ш

1 1 ОЛ 1 11 1 0,01 I I

-4° -2° 0 2° ос -4° -2° О 2° ос

Рис. 4

токе воздуха аналогичной модели полугиперболоида при нулевом угле атаки от кри-р г

терия подобия Не0 = —22—22— (|х0 — вязкость при температуре торможения, г — радиус Ню

кривизны носка модели). Здесь же нанесены результаты данной работы, полученные в потоках фреона-14 при Нео = 3-103 и воздуха при 1?ео=1,9-104. Видно, что при одинаковом значении критерия Яео увеличение коэффициента лобового сопротивления в потоке фреона по сравнению с соответствующим значением в воздухе, как и для величины суа, составляет примерно 6%.

Результаты измерений коэффициента продольного момента ш2 = 2Мг/рсо приведены на рис. 4. Момент Мх определялся относительно двух точек в плоскости симметрии полугиперболоида: хт = 0, Ут = 0 и хт — 0,77, ут — 0,24 (х=х/Ь, ут = у/Ь).

Видно, что в зависимости от положения центра тяжести абсолютная величина коэффициента тг в потоке фреона-14 может оказаться как больше, так и меньше соответствующих значений для совершенного газа с показателем адиабаты х=1,4. На рис. 5 для нулевого угла атаки показана зависимость коэффициента продольного момента тг от положения центра тяжести. В случае газа СР4 центр давления (значение хТ при от2 = 0) передвигается назад на величину, соответствующую 1,5% от длины тела.

Результаты испытаний для модели № 2 приведены на рис. 6. Коэффициент тг подсчитан относительно носка тела.

Критерий Иео в этом случае равен 1,6-104 в потоке фреона-14 и 6,7-104 в случае воздуха. Так как величины Йе0 достаточно большие, можно ожидать, что разница в числах Ие в потоках СР4 и воздуха не оказывает существенного влияния.

Качественно соотношение результатов, полученных в потоках фреона-14 и воздуха, аналогично модели полугиперболоида, но увеличение коэффициентов лобового сопротивления и подъемной силы существенно больше и достигает 20%. Столь сильное влияние, по-видимому, объясняется наличием хвостового конического щитка. При

мента тх для угла атаки а=6° в зависимости от положения условного центра тяжести на оси модели приведено на рис. 5. В потоке фреона центр давления перемещается назад по сравнению с соответствующим значением для воздуха. Величина смещения составляет примерно 2% длины тела. Таким образом, результаты, приведенные на рис. 5, показывают, что влияние физико-химических процессов в газе на величину коэффициента тг в большой степени зависит от положения центра тяжести.

Следует отметить, что вопрос о том, насколько хорошо фреон-14 позволяет моделировать условия реального обтекания при существенном влиянии вязкости, требует специального .исследования.

ЛИТЕРАТУРА

1. Лунев В. В. Гиперзвуковая аэродинамика. — М.: Машиностроение, 1975.

2. Полянский О. Ю., Комаров В. Н., Чирихин А. В. Фреон-14 как рабочая среда аэродинамических установок для моделирования гиперскоростных течений воздуха.—Ученые записки ЦАГИ, 1983, т. XIV, № 6.

3. Полянский О. Ю., Комаров В. Н. Кинетическая модель фреона-14 и ее использование для расчета неравновесных течений в соплах и при обтекании тел.— Деп. ВИМИ, № ДО 4876, 1982.

4. Полянский О. Ю., Комаров В. Н., Ч и р и хи н А. В. Таблицы газодинамических функций одномерных изоэнтропических течений фреона-14. — Деп. ВИМИ, № ДО 4874, 1982.

5. Меньшикова В. Л. Влияние неравновесности на силовые и моментные характеристики некоторых профилей. —- Ученые записки ЦАГИ,

1979, т. X, № 5.

6. Пантелеев И. М., Полянский О. Ю. Влияние эффектов реального газа на балансировочный угол некоторых самобалансирующихся профилей. — Ученые записки ЦАГИ, 1980, т. XI, № 6.

7. Безменов В. Я-, Козырев А. П., Маневич О. М. Гиперзвуковая гелиевая аэродинамическая труба. — Ш-я всесоюзная школа по методам аэродинамических исследований. — Сборник докладов, т. 2,

1982.

8. Г у с е в В. Н., П р о в о т о р о в В. П. Моделирование натурных условий высотного полета в аэродинамических трубах. — Ученые записки ЦАГИ, 1982, т. XIII, № 3.

9 — «Ученые записки» № 1

Рукопись поступила 17/У 1983 г.