CC BY
38
УЧЕНЫЕ 3 А П И С КИ Ц А Г И Том VI 19 7 5
№ 6
УДК 622.24.051.52
ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНОЕ ИССЛЕДОВАНИЕ ОПТИМАЛЬНЫХ С УЧЕТОМ БАЛАНСИРОВКИ ТРЕУГОЛЬНЫХ КРЫЛЬЕВ В ВЯЗКОМ ГИПЕРЗВУКОВОМ ПОТОКЕ
С. Г. Крюкова, В. С. Николаев
Представлены результаты экспериментального исследования треугольных крыльев оптимальной формы в вязком гиперзвуковом потоке. Форма поверхности крыльев была выбрана на основании теоретических расчетов и соответствовала максимальному значению аэродинамического качества при заданном положении центра давления. Экспериментально установлена величина минимальной потери качества на балансировку.
В работе [1] была решена вариационная задача определения формы срединной поверхности тонкого треугольного крыла, которое при заданном положении центра давления имеет максимальное аэродинамическое качество. Расчет аэродинамических сил проводился методом полос с учетом вязкого гиперзвуково-го взаимодействия. В настоящей работе предпринято экспериментальное исследование треугольных крыльев оптимальной формы. Ранее аналогичное исследование было выполнено для тонких профилей оптимальной формы [2].
Решение задачи об оптимальной форме срединной поверхности треугольного крыла, обеспечивающей максимум аэродинамического качества без каких-либо дополнительных условий, приводит лишь к небольшим деформациям по сравнению с плоской пластиной. Соответственно близки и аэродинамические характеристики такого оптимального крыла и треугольной плоской пластины под оптимальным углом атаки. Так, аэродинамическое качество отличается менее чем на 1% [1|. В условиях эксперимента обнаружить такое отличие не представляется возможным. Поэтому в качестве эталонного тела была выбрана плоская треугольная пластина.
Положение центра масс летательного аппарата определяется конструктивными особенностями и размещением грузов. Для осуществления балансировки необходимо равенство нулю момента тангажа относительно центра масс тела, при этом равнодействующая сил давления должна проходить через центр масс. Для тонкого крыла можно ввести понятие центра давления — точки пересечения равнодействующей аэродинамических сил с центральной хордой крыла. Далее под хр будем понимать расстояние от центра давления до вершины крыла, отнесенное к длине центральной хорды. Для простоты считаем, что центр масс расположен на центральной хорде. Таким образом, для обеспечения балансировки необходимо задавать положение центра давления. Чем больше заданное значение хр отличается от значения хр дли плоской треугольной пластины под оптимальным углом атаки, тем более деформированной оказывается поверхность треугольного крыла и тем сильнее отличаются его аэродинамические характеристики от характеристик плоского крыла, и в результате, тем больше потери качества на балансировку. •
(
РВ настоящей работе приведены результаты испытаний в вакуумной аэродинамической трубе треугольных крыльев, теоретически оптимальной формы, соответствующей максимальному значению аэродинамического качества К = Су1сх при различных значениях хр. При вычислении коэффициентов подъемной силы Су, сопротивления сх и момента тангажа относительно вершины крыла ст соответствующие размерные величины относились к скоростному напору набегающего потока, площади крыла в плане и длине центральной хорды.
1 ’] т / ~¥в) м г
«** т ■> -27} мг
......10; .0). Мч
-{-т ю)м$.
Фиг. 1
На фиг.1 приведены фотографии моделей. Все крылья имели одинаковые размеры в плане. Размах крыла равнялся длине центральной хорды, что соответствовало углу стреловидности по передней кромке 63°. Все крылья имели одинаковую толщину, при этом относительная толщина по центральной хорде была равна примерно 196. Линии передних кромок и центральная хорда находились в одной плоскости — плоскости плана. Кривизны сечений поверхности по потоку и перпендикулярно направлению потока имели разный знак. За меру кривизны по потоку примем Т]—отношение максимального расстояния от точек центрального сечения до плоскости плана к длине центральной хорды. За меру кривизны перпендикулярно потоку т2 примем отношение максимального расстояния от задней кромки до плоскости плана к половине размаха крыла. Считаем, что при сечении, выпуклом книзу, кривизна положительна. Изображенные на фиг. 1 модели имели следующие параметры тг в процентах: (хх, х2) = (18, —40), (11, —27), (4, —13), (0, 0), (—12, 20). Модели расположены в порядке увеличения теоретиче'ского значения хр для оптимальных форм.
Испытания проводились при двух режимах обтекания, соответствующих различному положению модели вдоль оси набегающего потока в трубе, Мот = 6,75, Ке0 = рет их Ь1р0 = 75; здесь р^, исо, Ь, [л0 — соответственно плотность и скорость набегающего потока, длина центральной хорды и коэффициент вязкости при температуре торможения набегающего потока, и = 5,9, Ие0 = 135. Испытания проводились в диапазоне углов атаки а — — 30° -4-30°. Углом атаки считался угол между осью трубы и плоскостью плана крыла. В эксперименте определялись
коэффициенты нормальной силы сп, касательной силы ст и продольного момента относительно оси поворота модели mz. По значениям с„, сх, тг находились коэффициенты подъемной силы Су и силы сопротивления сх и момента тангажа относительно вершины крыла £т, а также аэродинамическое качество К =
= Су1сх, положение центра давления хр=—ст1сп и фокуса Xf — — dcmldcn.
Большое влияние на результаты испытаний оказывала неоднородность набегающего потока. Модель помещалась в расходящийся гиперзвуковой поток типа течения от источника. Параметры набегающего потока вдоль •оси трубы были переменными, а вектор скорости набегающего потока имел различные направления для различных участков поверхности обтекаемого тела. Мерой неоднородности набегающего Потока и ее влияния на аэродинамические характеристики тел является относительное изменение скоростного напора набегающего потока по длине модели. В данных испытаниях это изменение превышало 20%. В работе [3] разработана методика пересчета аэродинамических характеристик крыльев, полученных в неоднородном вязком гиперзвуковом потоке, на условия соответствующего однородного обтекания. Согласно {3|, необходимо выбрать наиболее выгодные для целей данного эксперимента ось поворота модели и характерное сечение, в котором определяются параметры набегающего потока для обработки результатов эксперимента. В соответствии с этой методикой координаты оси поворота и характерного сечения были выбраны равными соответственно 0,72 и 0,59 в.
Помимо поправок на неоднородность набегающего потока вводились систематические поправки на установку моделей, учитывающие несоответствие направлений оси трубы и оси весового измерительного элемента [1]. Неучтенные погрешности, согласно оценкам, составляли 5% для сх, су и 0,04 для хр в области углов атаки а, близким к оптимальным.
При сопоставлении теоретических и экспериментальных данных в качестве эталонных использовались значения аэродинамического качества К = К\ и положение центра давления JCp = xpl цлоской пластины при оптимальном угле атаки. Приведем экспериментальные и теоретические значения К{ и xpi. При Re0 = 75 я J35 экспериментальные значёдия Ki равны соответственно 1,05 и 1,19, значение jfpj для обоих чисел Re0 примерно одинаково и равно 0,62. Согласно расчетам [1], /<1 = 0,86 и 0,99, а хр1=0,65. Для сравнения удобно использовать относительное значение аэродинамического качества Ка = KlKi и изменение положения центра давления Дхр = хр — хр1. Зависимость (1 —/С<г) = / (Длгр) характеризует потери аэродинамического качества на балансировку. В результате экспериментальной работы, так же как и теоретической работы [I], отыскивалась такая форма поверхности треугольного крыла и ее ориентация к набегающему потоку (угол а), при которых величина (1 — Ка) была бы минимальна. Попутно определялись и сами минимальные значения (1 —Ка) в зависимости от hxp.
На фиг. 2-5 приведены зависимости коэффициента подъемной силы су, коэффициента сопротивления сх, качества К, положения центра давления хр от угла атаки а при Re0 = 75. Разрыв в зависимости хр (а) соответствует изменению знака коэффициента нормальной силы с„. На фиг. 6 представлены зависимости | К | от хр. Для каждой модели указанная зависимость состоит из двух кривых. Одна кривая соответствует расчетному положению модели (а>0, К^> 0), другая перевернутому положению модели (а-<0, /С <d 0). Хотя перевернутое положение модели не соответствует некоторой теоретически оптимальной форме, однако оно может быть использовано при поиске оптимальных форм для получения дополнительных экспериментальных данных. Как показали результаты эксперимента (см. фиг. 6), при различных хр оптимальны различные модели. Отметим, что при ДлГр<|0 оптимальные крылья статически устойчивы (Xf — хр 5> 0), а при Дл:р>0 — неустойчивы (xf — л:р<0).
В данной работе было исследовано сравнительно небольшое количество моделей. Если бы было испытано достаточно большое число моделей с плавно меняющимися формами поверхности, то промежутки между „горбами" приведенных на фиг. 6 зависимостей К (хр) были бы заполнены экспериментальными
-30 -20 -ю 0 10 20 йХр,%
• -----теория Лоптимальные
• -----эксперимент / треугольные крылья
-----эксперимент - оптимальные
прямоугольные крылья
-----эксперимент - прямоугольные плоские
пластины с малыми Фиг 7
закрылнами '
точками для новых моделей. Огибающая зависимостей К (хр) для всех возможных моделей дала бы верхнюю экспериментальную границу аэродинамического качества в зависимости от хр. На фиг. 6 пунктиром проведена приближенная огибающая, опирающаяся лишь на полученные в настоящей работе экспериментальные данные.
По огибающей фиг. 6 была определена экспериментальная зависимость (1—К.й) ох Дхр, приведенная на фиг. 7 (длинный пунктир). Соответствующая теоретическая; зависимость для оптимальных треугольных крыльев показана сплошной кривой. Расхождение между теорией и экспериментом в значительной степени объясняется влиянием сил трения на продольный момент, которое не учитывалось в теоретической постановке работы [I] Кроме того, на фиг. 7 даны заимствованные из работы [2] экспериментальные кривые для оптимальных прямоугольных крыльев (короткий пунктир) и для прямоугольных плоских
пластин с малым закрылком (штрих-пунктир). Сравнение результатов экспериментов показывает, что потеря качества на балансировку в случае треугольного крыла существенно больше, чем для прямоугольного. Однако эта потеря заметно меньше, чем для плоской пластины с малым закрылком, что свидетельствует о целесообразности применения крыльев с оптимальной деформацией всей поверхности, обеспечивающей балансировку.
ЛИТЕРАТУРА
1. Николаев В. С. Оптимальная форма треугольного крыла при заданной балансировке в вязком гиперзвуковом потоке. .Ученые записки ЦАГИ“, т. III, № 6, 1972.
2. Крюкова С. Г., Николаев В. С. Экспериментальное исследование оптимальных с учетом балансировки профилей в вязком гиперзвуковом потоке. .Ученые записки ЦАГИ“, т. II, № 5, 1971.
3. Жбакова А. В., Николаев В. С. Плоские прямоугольная и треугольная пластины под углом атаки в вязком гиперзвуковом неоднородном потоке и вопросы моделирования натурного обтекания в аэродинамических трубах. Труды ЦАГИ, вып. 1694, 1975.
Рукопись поступила 8/Х 1974 г.
8—Ученые записки ЦАГИ № 6
113
