Аэродинамическое качество плоского треугольного крыла с затупленными кромками при больших сверхзвуковых скоростях обтекания Текст научной статьи по специальности «Механика и машиностроение»

Том XX

УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ ЦАГИ 1989

№ 1

УДК 533.6.011.55:629.7.025.1

АЭРОДИНАМИЧЕСКОЕ КАЧЕСТВО ПЛОСКОГО ТРЕУГОЛЬНОГО КРЫЛА С ЗАТУПЛЕННЫМИ КРОМКАМИ ПРИ БОЛЬШИХ СВЕРХЗВУКОВЫХ СКОРОСТЯХ ОБТЕКАНИЯ

П. И. Горенбух

Приводятся результаты ^экспериментального исследования аэродинамического качества плоских треугольных крыльев с затупленными кромками при числе = 9 и числах Ре^ = 1,2 • 106 ... 4 • 105. Полученные данные сравниваются с расчетом по методу работы [2]. Для относительной величины аэродинамического качества вблизи режима обтекания с ктах получена единая расчетно-экспериментальная зависимость.

Теоретический анализ и численные расчеты сверх- и гиперзвукового обтекания треугольных крыльев в основном ограничены случаем острых передних кромок [1]. В то же время затупление передних кромок крыла, необходимое при больших сверхзвуковых скоростях полета, может существенно повлиять .на его аэродинамические характеристики. Степень этого влияния зависит от величины затупления и формы крыла [3].

На режиме стабилизации коэффициент давления не зависит от числа М набегающего потока и определяется местным углом атаки: ср = А бш2 а. При этом величина аэродинамического качества К= с,0/с,„ не зависит от выбора значения коэффициента А в законе изменения давления, действующего на наветренную часть обтекаемой поверхности. В такой постановке задача об обтекании крыла рассматривалась в работе [2], где на основе простых аналитических формул получены параметры, определяющие совместное влияние угла стреловидности, величины затупления и формы крыла в плане на максимальное аэродинамическое качество. Экспериментальное исследование этого вопроса проведено в данной работе на примере обтекания треугольного крыла с затупленными передними кромками.

Испытывались стальные модели треугольного крыла с углами стреловидности х = 65°, 70° и 75°. Схема моделей и обозначения, характеризующие их геометрию, приведены на рис. 1. Передняя кромка у всех крыльев выполнена цилиндрической. Сечения крыла, перпендикулярные передней кромке, имеют затупление в форме полукруга радиуса, которое в носке крыла переходит в сферическое затупление того же радиуса. Для каждого значения х испытывались две модели с одинаковой общей длиной ¿, но с разной величиной безразмерного радиуса затупления г=г/1 (I — длина центральной хорды без учета затупления). При проведении весовых испытаний все модели крепились на одной и той же державке, которая в исследованном диапазоне углов атаки (а>6°) находилась в аэродинамической тени.

Экспериментальные исследования были проведены в сверхзвуковой аэродинамической трубе с омическим подогревателем на двух режимах, обеспечивающих различные значения чисел Рейнольдса. В первом случае число М набегающего потока М^, = 9, давление торможения воздуха в форкамере трубы ро = 96-105 Па, температура торможения Го = 920 К, а число Рейнольдса, рассчитанное по параметрам набегающего потока и длине корневой хорды крыла, Не00= 1,2 • 106 ... 0,79-106.

На втором режиме М00 = 8,9, ро«46-105 Па, 7"о = 900 К, 1?е00 = 6- 105 ... 4'• 105. Суммарные аэродинамические характеристики были получены с помощью трехкомпонентных тензо-метрических весов. При обработке экспериментальных данных влияние донного давления не учитывалось.

На рис. 2 приведены полученные в экспериментах зависимости аэродинамического качества от угла атаки для крыльев с углами стреловидности 75°, 70° и 65° при разных значе-

X 75 700 65°

L,mm 120 100 80

2 г, мм if 6 3,3 в, в 2.66 5,31

Xя 70°

Х =

J

ниях величины затупления. Пунктирными линиями на рис. 2 показаны результаты расчета невязкого обтекания по приведенным в работе [2] аналитическим формулам. Для всех вариантов моделей в исследованном диапазоне углов атаки реализуется режим максимального аэродинамического качества. Экспериментальные зависимости коэффициента подъемной силы сУа(а) при = 9 приведены на рис. 1, где сплошные линии — расчет невязкого обтекания для пластины бесконечного размаха. При фиксированном значении угла стреловидности х увеличение радиуса затупления г от 0,017 до 0,034 относительно слабо влияет на коэффициент подъемной силы, но вызывает заметное увеличение коэффициента лобового сопротивления. В результате величина аэродинамического качества уменьшается. При г = const увеличение стреловидности передней кромки от 65° до 75° сопровождается увеличением аэродинамического качества модели. На исследованных режимах обтекания пограничный слой на поверхности крыльев был ламинарным, а взаимодействие его с внешним течением — слабым. Расчетные значения аэродинамического качества (без учета влияния трения) превышают экспериментальные данные в районе Ктах примерно на 2 — 8%. Более сильное отличие наблюдается в случае меньших величин радиуса затупления г. Связано это, по-видимому, с влиянием числа Рейнольдса. В частности, уменьшение числа Re,,,, в два раза приводит к заметному снижению максимального аэродинамического качества.

Как видно из рис. 2, уменьшение величины Ктах сопровождается увеличением угла атаки aopt, на котором реализуется режим максимального аэродинамического качества. Результаты расчетов по теории [2] показали, что в широком диапазоне изменения угла стреловидности (х = 45° ... 80°) и величина затупления (л== 0,005 . .. 0,1) имеет место единая приближенная зависимость ^max = f(aopt), приведенная на рис. 3 сплошной линией. На этом же рисунке сплошными и светлыми кружками показаны экспериментальные данные, которые в целом согласуются с расчетной зависимостью. Пунктирной кривой на рис. 3 приведена зависи-

2 1

мость /Стах = -=-----, которая получена в работе [2] для малых углов атаки и г<1. При этом

^ aopt

для величины аэродинамического качества имеют место следующие соотношения [2]:

где коэффициент В зависит от формы крыла в плане (для треугольного крыла В = 1).

Эти зависимости могут быть использованы для приближенных оценок величин ктлх и aopt. Кроме этого, параметр N=(Br cos2x)~l/3, очевидно, может быть использован для корреляции как экспериментальных данных, так и результатов численных расчетов гиперзвукового обтекания крыльев с затупленными переденими кромками. Для примера на рис. 4 приведена

(»)

1/3

^m.x = (18B':COs2x)_'/3. “bpt= (-J-S^CO^x) ,

(2)

К та

о-Кеж= 1,2-10*4-7,9-10 s

О

W

20 & opt

Рис. 3

зависимость Km¡¡x = f(N), рассчитанная по работе [2] с учетом вклада в аэродинамические коэффициенты всех частей крыла: плоской поверхности, передних кромок и носового затупления. В диапазоне изменения угла стреловидности х = 40 ... 70° и радиуса затупления г = 0,005 ... 0,1 расчетные значения Ктах лежат внутри узкой заштрихованной области. При больших углах стреловидности результаты начинают расслаиваться. На этом же рисунке приведены полученные экспериментальные значения Ктах при Re^ = 7,9 • 105 ... 1,2 • 106, которые близки к расчетным зависимостям. Отличие, в основном, связано с влиянием числа Рейнольдса.

Из формул (1) и (2) легко получить следующее соотношение:

зН

к v=w

v — а ’ v '

,+2Ш

которое не зависит от конкретной геометрии крыла. На возможность подобного представления автору было указано В. С. Николаевым. Экспериментальные данные, обработанные в таких переменных, представлены на рис. 5. Результаты для всех шести моделей крыла коррелируются

и в районе Ктах хорошо согласуются с расчетной кривой по формуле (3). Таким образом, зная величину Ктах и значение соответствующего угла атаки аор, можно достаточно хорошо предсказать изменение величины аэродинамического качества при вариации угла атаки. Данные, приведенные на рис. 5, показывают, что при углах атаки а>аор( потери аэродинамического качества существенно меньше, чем в случае, когда угол атаки меньше оптимального значения.

ЛИТЕРАТУРА

1. Башкин В. А. Треугольные крылья в гиперзвуковом потоке. — М.: Машиностроение, 1984.

2. Н и к о л а е в В. С. Аэродинамическое качество и балансировка крыла с затупленными кромками в гиперзвуковом потоке. — Ученые записки ЦАГИ, 1987, т. 18, № 2.

3. Келдыш В. В., Ш т е й н б е р г Р. И. Влияние скруглення передней кромки треугольного крыла на его аэродинамические характеристики при сверхзвуковых скоростях полета. —Ученые записки ЦАГИ, 1976, т. 7, № 4.

Рукопись поступила 7/1 1987 г.