CC BY
33
УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ ЦАГИ
Том XXIV 1993 №4
УДК 533.6.011.35:532.582.33
АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ НОСОВЫХ ЧАСТЕЙ ТЕЛ ВРАЩЕНИЯ С ОБРАЗУЮЩЕЙ РЯБУШИНСКОГО В ОКОЛОЗВУКОВОМ ДИАПАЗОНЕ
СКОРОСТЕЙ
В. В. Вышинский, Е. Н. Кузнецов
Приведены результаты экспериментальных исследований аэродинамических характеристик носовых частей тел вращения в околозвуковом диапазоне скоростей набегающего потока. Выявлены области чисел Маха набегающего потока и угла атаки, где носовые части с образующей Рябушинского с плоским затуплением обладают наилучшими аэродинамическими характеристиками.
Как следует из работ [1,2], носовая часть тела вращения с образующей Рябушинского с плоским затуплением является оптимальной по критическому числу Маха М, и обладает наименьшим среди известных носовых частей лобовым сопротивлением в диапазоне чисел М набегающего потока М* <М00 <0,97.
Данная работа является продолжением работы [2]. Здесь представлены результаты экспериментальных исследований аэродинамических характеристик четырех из шести исследованных в работе [2] носовых частей удлинением я = 0,87: 1) носовой части с образующей Рябушинского с плоским затуплением; 2) носовой части с образующей Рябушинского со сферическим затуплением; 3) степенной носовой части с показателем степени образующей п = 0,3; 4) усеченного конуса.
Вид этих носовых частей показан в верхней части рис. 1 при сохранении той же нумерации, что и в тексте.
Описание исследованных моделей носовых частей, условий и режимов весового эксперимента в АДТ-112 ЦАГИ дредставлено в работе [2].
В процессе весового эксперимента были получены значения: 1) коэффициента лобового сопротивления сх(а)', 2) коэффициента аэродинамической подъемной силы Су (а); 3) коэффициента аэродинамического момента тангажа Щ(а) .
По результатам измерений этих коэффициентов было определено
4
аэродинамическое качество К(а) = — для исследованных моделей носо-
сх
вых частей.
На рис. 1 — 5 представлены значения аэродинамических характеристик для числа Маха набегающего потока Мм = 0,897 и числа Рейнольдса, соотнесенного с диаметром миделя модели 2)= 0,1 м, 11е = 1,5-106 в
диапазоне углов атаки -4° й а й 15° в скоростной системе координат. Указанный режим эксперимента наиболее ярко выявляет оптимальные характеристики носовой части с образующей Рябушинского. В работе [3] приведены результаты экспериментальных исследований аэродинамических характеристик данных носовых частей при числах Маха набегающего потока Мда = 0,808; 0,958; 1,001, что позволяет определитыраницы оптимальности носовых частей с образующей Рябушинского по М^ и а.
Точность измерения аэродинамических характеристик на механических весах составляет ±0,1% максимальной нагрузки данного диапазона измерений. Среднее квадратичное отклонение числа М набегающего
потйка от заданного значения в диапазоне а от -4 до 24° составляет 0,001.
Донное давление измерялось одновременно с весовыми испытаниями и представлено на рис. 1, где по оси абсцисс отложена величина угла
атаки а , а по оси ординат рлон = где рлж — донное давление,
р„ — статическое давление невозмущенного потока, <7 — скоростной напор. Разброс результатов измерений рА0Н на рис. 1 находится в пределах точности принятой методики эксперимента. Из результатов эксперимента, представленных на рис. 1, следует, что форма образующей носовой части не влияет на раон. При внесении поправки на донное сопротивление соблюдалось условие, согласно которому донное давление на торце модели равно статическому давлению невозмущенного потока.
В полученные величины аэродинамических характеристик вводились поправки на обдув и деформацию поддерживающих устройств.
Точка перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный располагалась вблизи носка тела.
Как следует из рис. 2, коэффициент лобового сопротивления носовой части с образующей Рябушинского с плоским
Рис. 1. Вид исследуемых НОСОВЫХ частей и значения донного давления на моделях в диапазоне углов атаки -4°^ а £ 15*
Рис. 2. Коэффициент лобового
сопротивления носовых частей Рис. 3. Зависимость коэффици-
в исследуемом диапазоне углов ента подъемной силы от угла
атаки атаки
затуплением является наименьшим среди сх(а) исследуемых носовых
частей в диапазоне изменения а от 0 до 10°, а в диапазоне 10° < а < 15° минимумом сх(а) обладает степенная носовая часть.
Коэффициент подъемной силы су (а) исследуемых носовых частей, как это видно из рис. 3, имеет одинаковое значение вплоть до а = 7°, а в диапазоне 7° < а <, 15° наибольшей подъемной силой обладает носовая
часть с образующей Рябушинского с плоским затуплением. Эта носовая часть, как следует из рис. 4, обладает наивысшим аэродинамическим
качеством вплоть до значения а = 12°, где она становится хуже степенной носовой части.
Результаты исследования коэффициента момента тангажа /пг(а), представленные на рис. 5, показывают, что наиболее устойчивым по отношению к изменению угла атаки а является усеченный конус, хотя по всем остальным аэродинамическим характеристикам он оказывается значительно худшим среди исследуемых носовых частей. Зависимости т1(а) для остальных носовых частей практически совпадают. Центр
тяжести для определения тг(а) полагался в носке модели.
Итак, носовая часть тела вращения с образующей Рябушинского с плоским затуплением обладает оптимальными аэродинамическими характеристиками в диапазоне чисел Маха набегающего потока М, < Мв < 0,97
при углах атаки 0 5 а й 10°.
Авторы благодарны Ю. А. Арутюнову, стоящему у истоков этой работы, за полезное обсуждение ее результатов и В. А. Яковлевой за проведение весового эксперимента.
ЛИТЕРАТУРА
1. Вышинский В.В., Кузнецов Е.Н. Исследование обтекания тел вращения с образующей Рябушинского //ДАН СССР. — 1991. Т. 321, № 1.
2. Вышинский В. В., Кузнецов Е. Н. Исследование носовых частей тел вращения с образующей Рябушинского//Ученые записки ЦАГИ. — 1992. Т. 23, № 1.
3. Вышинский В. В., Кузнецов Е. Н. Исследование обтекания носовых частейтел вращения с образующей Рябушинского //Труды ЦАГИ. — 1994.
Вып. 2575.
Рукопись поступила 22/ VI1992 г.
