Исследование интерференции воздухозаборника с близко расположенной поверхностью Текст научной статьи по специальности «Механика и машиностроение»

_________УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ ЦЛГИ

Том XXXII 2 001

№3—^

УДК 629.735.33.015.3:533.695

ИССЛЕДОВАНИЕ ИНТЕРФЕРЕНЦИИ ВОЗДУХОЗАБОРНИКА С БЛИЗКО РАСПОЛОЖЕННОЙ ПОВЕРХНОСТЬЮ

В. А. Власов, Ю. Г. Жулев\ А. Г. Наливайко

Приводятся результаты экспериментальных исследований влияния засасываемого в осесимметричный воздухозаборник воздуха на су и тж отсека крыла с симметричным профилем при различном взаимном расположении крыла и воздухозаборника.

Интерференция осесимметричного воздухозаборника с близко расположенной поверхностью (в частности, с поверхностью крыла) представляет практический интерес для различных схем летательных аппаратов. Приводимые в литературе результаты исследований аэродинамических характеристик различных аппаратов и моделей при наличии засасываемой в воздухозаборник струи не позволяют выделить собственно эффект интерференции воздухозаборника с близко расположенными поверхностями (например [1], [2]). В настоящей работе закономерности такой интерференции исследуются на модели, позволяющей определять интерференцию и изменять в широких пределах геометрические и аэродинамические параметры, определяющие ее величину.

1. Принципиальная схема установки, на которой проводились эксперименты в открытой рабочей части аэродинамической трубы, показана на рис. 1 ,а. Ее элементами являются модель отсека прямого крыла с симметричным профилем и осесимметричный воздухозаборник с системой отсоса, имитирующей его работу. Модель отсека дренированного крыла с концевыми шайбами 1 установлена на штанге 2 с двумя трехкомпонентными тензовесами и координатнике 3, меняющем положение воздухозаборника по отношению к крылу. Воздухозаборник 4 соединен с эжектором системы отсоса 5 трубопроводом 6, на котором расположены трехкомпонентные тензовесы. Подвод сжатого воздуха в эжектор системы отсоса производится с помощью дюритового шланга 7.

1,66 ь

и

/

/0.40 Ь

,0,34 Ь

0=0,15 Ь

-С

6)

Рис.

I ;

I

! -

I *5.

I

~Т1 И I

I

Геометрические размеры модели отсека крыла и воздухозаборника показаны на рис. 1,6. Отсек крыла имеет профиль П-1.51-12% с хордой 6 = 0,35 м, ограниченный двумя концевыми шайбами, очертания которых показаны штриховой линией на рис. 1, б. Расстояние между концевыми шайбами равно 1,436 (0,5 м). Воздухозаборник имеет входное сечение диамётрбм й = 52 мм, внешний диаметр обечайки — 76 мм, радиус закругления кромки входа 3,5 мм.

При экспериментах изменялись следующие газодинамические и геометрические параметры:

скорость потока в аэродинамической трубе II (30 ,45 и 60 м/с); расход засасываемого в воздухозаборник воздуха V; отношение расстояния от оси входа в воздухозаборник до хорды крыла к диаметру входа Л/О;

положение входа в воздухозаборник вдоль хорды крыла, определяемое отношением расстояния от передней кромки крыла до входного сечения воздухозаборника к хорде крыла хй3/Ь.

Оценка показала, что число Яе для внешнего потока, подсчитанное по хорде профиля крыла, изменялось от 7105 до 1,5-106.

При определении искомой интерференции из сил, измеренных тензо-весами, вычитались силы, действующие на концевые шайбы, элементы штанги и трубопровод отсоса воздуха (эти силы определялись в процессе вспомогательных экспериментов). Было установлено, что коэффициент сопротивления шайб и штанги крепления крыла значительно больше коэффициента сопротивления профиля крыла при нулевом угле атаки и что вклад воздухозаборника в суммарные значения сх и тг определяется, в основном, вкладом в эти величины от импульса засасываемого воздуха. Поэтому оценка величины интерференции производилась по изменениям значений су крыла и воздухозаборника.

Условием моделирования при экспериментах в аэродинамической трубе является равенство коэффициентов расхода С/ для засасываемой воздухозаборником струи в натурных условиях и в эксперименте (с/ = FJFj - С/(р ■£/■/'’,), где /*} и р — площадь засасываемой струйки

вдали от воздухозаборника, площадь входа в воздухозаборник и плотность воздуха в рабочей части аэродинамической трубы). Поэтому основные результаты экспериментов по влиянию параметров ИЮ и хт/Ь на величину интерференции крыла и воздухозаборника представлены в зависимости от коэффициента расхода с,.

Результаты экспериментов по определению изменения сх, и т2 крыла (тг определялся относительно носика профиля) от взаимодействия с воздухозаборником представлены на рис. 2. Под Дсу и Ат: понимается разность соответствующих значений су и тг при наличии воздухозаборника с коэффициентом расхода суй при его отсутствии. За положительное направление оси у принимается направление от крыла к воздухозаборнику.

Результаты экспериментов по определению изменения Су воздухозаборника от взаимодействия с крылом представлены на рис. 3 в виде зависимости Ас®3 от коэффициента расхода С/. Видно, что абсолютная величина добавки к су воздухозаборника от его интерференции с крылом очень мала и в большинстве случаев не превышает 0,03 (не считая близкого расположения крыла и воздухозаборника, когда й/£> = 0,92). Поэтому суммарный эффект от интерференции засасываемой струи с системой «крыло и воздухозаборник» будет мало отличаться от значений Асу на рис. 2.

Для примера, проведем оценки величины су для скорости на входе в воздухозаборник М = 0,55 и для следующих условий: скорости крейсерского полета М = 0,85 на высоте 9 км; скорости отрыва от земли при взлете 300 км/ч и 150 км/ч. Для этих условий величины коэффициентов расхода С/ будут соответственно равны 0,81; 1,96; 3,92. Из сопоставления полученных

Ас,

0,1

0,05

А/О х/Ь

д 2,00 0,88

О 1,23 0,88

□ 0,92 0,88

▲ 2,00 0,58

в 1,23 0,59

А 2,00 0,30

• 1,23 0,30

№

Ъ 4** » • ••

\ М А

!.* ••

: А ....аа-

1' ‘11 1 1 1 0 12 3 4 5 6 С/ г

°0 ® Оо О * °0 1 1 . 1 1 ♦ +** » ' • -А-■л О О : О Р О о

Рис. 2

величин с зависимостями рис. 2 и 3 видно, что величина интерференции увеличивается с уменьшением скорости полета, но остается пренебрежимо малой даже для случая взлета с небольшими скоростями.

Размеры зон влияния засасываемого воздуха на характер обтекания крыла видны из рис. 4, где для ИЮ = 1,23 даны результаты измерения статического давления вдоль хорды крыла (дренажные точки располагались вдоль линии перееечения поверхности профиля с плоскостью, проходящей через ось симметрии воздухозаборника). На рис. 4 ср = (р— р^к], где р — статическое давление, измеренное в дренажной точке, рл —- атмосферное давление, ц — скоростной напор потока трубы. На рис. 4 штриховой линией представлена для сравнения зависимость ср =Дх/Ь) при отсутствии воздухозаборника. При малых значениях коэффициента расхода (с/ = 0,8) давление перед входным сечением повышается из-за торможения потока при натекании на воздухозаборник и понижается за входным сечением, где происходит ускорение потока при обтекании выпуклого тела воздухозаборника. При больших значениях коэффициента расхода (сг =3) — наоборот, давление уменьшается перед входным сечением из-за ускорения заса-

Дс“

>

0,01

-0,01

-0,02

•<М>з

-0,04

-0,05

•0,06

-0,07

0 1 2 3 4 б 6

с/

Рис. 3

^/*=0,55; Л/£>=1,23 -©-<•/= 0,8 с/-2,0 •-*- £>=3,0

---без воздухозаборника

Рис. 4

сываемого потока. Видно также, что ускорение потока при обтекании выпуклого тела воздухозаборника уменьшается с ростом коэффициента расхода с/. Отодвижение воздухозаборника от крыла до кЮ = 2 практически ликвидирует описанные выше особенности распределения давления.

А

А

•

А

А

... ...

ыо х!Ь

д 2,00 0,88

О 1,23 0,08

о 0,92 0,88

А 2,00 0,59

• 1,23 0,59

А 2,00 0,30

• 1,23 0,30

_________________________|_

Рис. 5

Эксперименты показали, что с увеличением угла атаки а растет величина интерференции и ее зависимость от С/; На рис. 5 представлены зависимости Асу от с/ и а для малых значений Л/О = 0,92 и больших значений хю/Ь = 0,88 (когда интерференция максимальна). Видно, что для значений С/, о которых говорилось выше, величина интерференции остается небольшой.

В заключение необходимо отметить следующее. Расстояние между концевыми шайбами отсека крыла при экспериментах более чем в 5 раз превосходит диаметр засасываемой струйки на удалении от воздухозаборника даже для условий взлета, когда упомянутый диаметр максимален. Поэтому можно считать, что эффект интерференции засасываемой струи с поверхностью крыла реализовался полностью.

Значения Ас,, от интерференции в каждом конкретном случае будет зависеть от размеров несущей поверхности вне влияния засасываемой струи.

Поэтому оценку натурных значений Ас"этна оснбвании полученных на модели значений Ас“од следует производить исходя из соотношений

А с™т

:Дс”0Д

ВЗ

кр у

кр

МОД

где Рю и ^ — площади входа в воздухозаборник и крыла для модели и натуры. Оценки показывают, что переход к натурным условиям приведет к заметному уменьшению Асу.

Таким образом, результаты проведенных экспериментов позволяют оценивать величину интерференции засасываемого в осесимметричный

воздухозаборник воздуха с близко расположенной поверхностью. Показано, что эта интерференция приводит к малым изменениям действующих на эту поверхность аэродинамических сил.

ЛИТЕРАТУРА

1. Szodruch J. and Kotcshote J. On the aerodynamics of over-the wing nacelles supported on stub-wings//AIAA-83-0538.—1983.

2. Van Engelen J.A.J., Munniksma B. and Elsena-a г A. Evaluation of an experimental technique to investigate the effects of the engine position on tngine/pylon/wing interference//NLR MP 81020 U.—1981.

Рукопись поступила 3/XI1999 г.