Экспериментальное исследование обтекания крыла с Л-образным поперечным сечением и тела вращения под большими углами атаки с помощью лазерного "ножа" Текст научной статьи по специальности «Механика и машиностроение»

УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ Ц АГ И

Том XII

198 1

м а

УДК 532.526.011.55

ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНОЕ ИССЛЕДОВАНИЕ ОБТЕКАНИЯ КРЫЛА С А-ОБРАЗНЫМ ПОПЕРЕЧНЫМ СЕЧЕНИЕМ И ТЕЛА ВРАЩЕНИЯ ПОД БОЛЬШИМИ УГЛАМИ АТАКИ С ПОМОЩЬЮ ЛАЗЕРНОГО „НОЖА“

При числе М расчетном и меньшем расчетного в широком диапазоне углов атаки реализуются режимы обтекания крыла с А-образным поперечным сечением только с внешней ударной волной. Дальний след за крылом сворачивается в дискретные продольные вихри; области отрыва (каверны) сохраняются за дном крыла. Поворот дальнего следа за телом вращения в направлении основного пОтока происходит под действием смыкающихся внутренних хвостовых ударных волн; на краю следа появляются нестационарные продольные вихри.

Лазерный ,нож‘ уже продемонстрировал свою эффективность в изучении внутренних скачков уплотнения, отрывов потока и вихрей [1, 2]. В настоящей работе описываются результаты исследования с его помощью моделей крыла с А-образным поперечным сечением (волнолета) и тела вращения под большими углами атаки. Исследования были проведены в аэродинамической трубе периодического действия с камерой Эйфеля при числах М = 3 и 5.

1. Крыло с Л-образным поперечным сечением. Треугольные крылья с Л-образным поперечным сечением привлекли внимание потому, что они явли-ются простейшими объемными телами, создающими подъемную силу; для расчетного режима обтекания их поверхности образуются плоскостями тока невозмущенного потока и течения за косым скачком уплотнения. Аэродинамическое качество таких крыльев при больших числах М и заданном объеме, по-видимому, близко к максимально возможному. Для исследованной модели расчетное число М = 5, угол атаки а = 0 (рис. 1). В нормальном по отношению к передней кромке сечении углы атаки внутренней и внешней а3 плоскостей крыла соответственно равны

В приведенных соотношениях 0 — угол наклона плоского скачка уплотнения, е — угол клина.

На рис. 1 сплошными линиями показаны углы а,, а2, а штриховыми—предельные углы отклонения потока в косом скачке уплотнения. При расчетном

Б. А. Иванов, Г. И. Майкапар

число Мп нормальной составляющей скорости

в)

Рис. 1. Углы атаки внутренней (с^) и внешней (а2) плоскостей Л-образного крыла

О—ближний, /—дальний, 2—сжатый слой, 3— хвостовой скачок

Рис. 3. Схемы следа в двумерном (а) и пространственном (б) течениях''

шттт

дви

(Ян

к

а — х — 0,325; б — х~0,65; в — х=\; г — лг = 1,05; д — л:=1,15; е — дг=1,38

Рис. 2. Последовательные сечения Л-образного крыла; М = 5, а = 0, Ие£ = 9,84-106

числе М = 5 обтекание с присоединенными к кромкам скачками уплотнения возможно в диапазоне —10° О С 9°; ПРИ числе М]= 3 обтекание с присоединенными скачками невозможно. Модель перемещалась вдоль -оси трубы относительно плоскости „ножа*, перпендикулярной направлению невозмущенного-потока.

На рис. 2 показаны подученные с помощью лазерного „ножа": снимки последовательных поперечных сечений А-образного крыла на расчетном режиме (расстояние сечения от вершины модели х отнесено к ее длине Ь); скачок почти плоский, присоединен е кромкам вплоть до донного сечения (рис. 2,в). Интересны снимки сечений за дном(рис. 2, д, е): видна „дальняя" часть следа — черная полоса разреженного воздуха, охваченная более светлой полосой газа, сжатого в хвостовых скачках уплотнения, появляющихся в узком сечении следа (см. схему а, рис. 3). Вязкий след неустойчив и распадается на дискретные вихри (рис. 2, е).

На рис. 4 представлены снимки одного и того же сечения А-образного крыла при числе М=5 и различных углах атаки; при углах атаки. а= — 10ч-10° скачок присоединен в соответствии с расчетом; при углах атаки а=20°, —15°£и меньших он отсоединенный и выпуклый.

В соответствии с рис. 1 при числе М = 3 скачок уплотнения отсоединен от кромок и выпуклый во всем исследованном диапазоне углов атаки —20°<^ •<а<20°. В качестве примера на рис. 5, а показан снимок для а = 0. Режимы обтекания без отрыва с внутренними скачками в условиях испытаний не существуют. В случае а = — 20° поток открывается от передних кромок; на снимке видны области отрыва и внутренние скачки (рис. 5,б). Области отрыва (каверны) сохраняются за дном, они также охвачены сжатым слоем (рис. 5, в).

2. Тело вращения под большими углами атаки. Модель тела вращения

Я-а=!0°, б — а=—10°

Рис. 4. Поперечное сечение А-образного крыла; х=\,0; М=5

а — а = 0, *=0,65; б — =—20°, *=0,85 Рис. 5. Поперечное сечение Л-об-разного крыла; М=3, 1?е£ =2,88-10&

Рис. 6. Последовательные сечения цилиндрической части тела вращения, нормальные к оси трубы; М = 5, Ие^ = 1,23-106, а = 30° (снято фотоаппаратом

через заднее окно)

Рис. 7. Тело вращения; М=5, Ие^ = 2,02-105, а = 55° (снято киноаппаратом через боковое окно, под острым углом к оси трубы, светится образующая модели. Яркое пятно — пересечение модели лазерным ножом)

диаметром <1 имела носовую часть длиной Ы и степенной’ образующей г—У х', длина цилиндрической части была равна 4й.

Снимки последовательных поперечных сечений модели, полученные при числе М = 5 с помощью лазерного .ножа", показаны на рис. 6 и 7, нормальной к оси модели составляющей скорости невозмущенного потока соответствуют числа М = 2,5 и 4,1. Примечательной является появившаяся за цилиндрической частью модели и расширяющаяся с удалением от носовой части Модели клиновидная область ближнего следа. За узким сечением следа видна расширяющаяся область следа, окруженная сжатым слоем воздуха, который при углах атаки а = 30°-*-55° ограничен смыкающимися внутренними хвостовыми скачками уплотнения.

Часть следа, заключенная в сжатый слой воздуха, представляет собою „дальний* след трехмерного течения, уходящий и расширяющийся в направлении основного течения. Смыкающиеся внутренние хвостовые скачки уплотнения играют в трехмерном течении такую же роль, как скачки 3 в течении, близком к двумерному (рис. 3, б). Стрелки на рис. 3,6 показывают, что в ближнем следе существенную роль играет поперечное течение, а в дальнем — продольное. Структура пространственного следа требует дальнейшего исследования. Течение в дальней части следа нестационарно (рис. 7, д, е); в нем, как и в случае А-образного крыла, появляются дискретные продольные вихри (рис. 6, б, в).

1. Боровой В. Я., И в а н о в В. В., Орлов А. А., Харченко В. Н. Визуализация пространственного обтекания моделей с помощью лазерного ножа. .Ученые записки ЦАГИ“, т. IV. № 5, 1973.

2. Боровой В. Я., Ха'рченко В. Н. Экспериментальное исследование обтекания прямоугольного крыла сверхзвуковым потоком газа. .Ученые записки ЦАГИ“, т. VI, № 5. 1975.

ЛИТЕРАТУРА

Рукопись поступила 15/V 1980 г.