CC BY
37
Том /
УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ ЦАГИ
__ .
№ 1
УДК 629.78.015.3
ИССЛЕДОВАНИЕ ВОЗМОЖНОСТЕЙ УВЕЛИЧЕНИЯ АЭРОДИНАМИЧЕСКОГО КАЧЕСТВА КОНИЧЕСКИХ ТЕЛ
Б. Л. Жирников, К. П. Петров
Изложены результаты экспериментальных и расчетных исследований аэродинамических характеристик конусов с клиновидной носовой частью в зависимости от их геометрических параметров.
Исследованные формы тел, обладающие высоким значением аэродинамического качества, могут быть использованы в компоновках космических аппаратов, входящих в атмосферу со скоростями, превышающими вторую космическую.
Экспериментальные исследования проведены в диапазоне углов атаки от нуля до 18° при числах М = 6,1 и Не = 0,88-10е (отнесено к диаметру донной части). Расчетные исследования проведены по теории Ньютона.
Для увеличения ширины коридора входа и уменьшения тепловых потоков и пере-П>узок необходимо, чтобы космический аппарат, входящий в атмосферу при скоростях, больших второй космической, обладал достаточно большим аэродинамическим качеством. С помощью сегментально-конических форм можно получить (в зависимости от угла балансировки) К г» 0,5, а при использовании конических форм — К 2> 1. Еще ббль-шие значения аэродинамического качества, желательные в ряде случаев, достигаются
путем использования эллиптических конусов, конусов с наклонной плоскостью донного среза или иными средствами, увеличивающими подъемную силу кормовой части конуса. Носовая часть конуса, как известно, имея относительно малую площадь, создает меньшую часть подъемной силы конуса. Этот недостаток можно устранить, придав конусу клиновидную форму.
Чтобы выяснить влияние клиновидности на основные аэродинамические характеристики клиновидных конусов в аэродинамической трубе при М = 6,1, Ие = 0,88 •10е (отнесено к диаметру донной части) и Го = 513° С, были проведены экспериментальные исследования серии моделей клиновидной формы (фиг. 1). Эти модели образовывались путем пересечения двумя наклонными под углом в плоскостями усеченного конуса, имеющего полуугол раствора при вершине |5, соответствующий полууглу раствора при вершине сравниваемого кругового конуса. Одна из моделей конуса (8 = 15° и Р = 7°,5) была выполнена с различными значениями относительного радиуса затупления носовой части г (здесь г — отношение радиуса затупления к радиусу донной части конуса). Модели крепились в трубе на задней хвостовой державке. Аэродинамические силы и моменты относились к скоростному напору и площади донного среза модели.
2° 5
К*
Фиг. 2
Продольный момент относился к длине соответствующей модели исходной формы (без затупления) и отсчитывался от точки, расположенной на расстоянии 0,6 1К от острого носка модели (здесь 1К — длина модели исходной формы). Поправка на донное давление и деформацию державки в результаты исследований не вводилась ввиду ее малости. Основные результаты экспериментальных исследований приведены на фиг. 2—4.
Коэффициент тангенциальной силы. Модель клиновидной формы обладает большим сопротивлением, чем соответствующий ей (вписанный) круговой конус (см. фиг. 2 и 3). При этом небольшая ширина клиновидного носка (до Р = 5°) практически не изменяет сопротивления. Наибольшее приращение сопротивления достигается при р = 0 (при параллельных боковых образующих) и при а = 0 составляет 30—60% от сопротивления исходного кругового конуса.
Как и следовало ожидать, затупление клиновидного носка приводит к существенно большему возрастанию коэффициента тангенциальной силы, чем придание модели клиновидной формы [см. зависимости С( = } (а) на фиг. 5]. В данном случае с увеличением угла атаки уменьшается приращение сопротивления, обусловленное затуплением.
Коэффициент нормальной силы. Расширение клиновидной части носика модели существенно увеличивает значение производной с“ (см. фиг. 2 и 3), что
ов -a
7fS
Фиг. 3
to
0.5
0
О
Л7
0,1
0
-01
5—1 t-і і г
|Ь—Г ?—і
>—-т| г- ч f —г \
г ■
<• л -> и V—(*
6° /-?0 ОС
tj
• OS
Фиг. 4
является следствием увеличения несущей площади носовой части модели. Несколько большее приращение с“ наблюдается у модели с меньшим углом при вершине (0=10°). В исследованном диапазоне углов атаки зависимости с„ =/(а) модели клиновидной формы близки к линейным. Затупление клиновидной части приводит к заметному уменьшению производной с“ (см. фиг. 4).
Аэродинамическое качество. Увеличение подъемной силы и незначительный рост сопротивления модели клиновидной формы приводят к увеличению аэродинамического качества и сдвигу его максимального значения в сторону меньших углов атаки (см. фиг. 2 и 3). Это может быть использовано в аэродинамических
компоновках гиперзвуковых аппаратов и их частей. При этом следует иметь в виду, что большая величина затупления модели клиновидной части формы может существенно уменьшить аэродинамическое качество. Однако при 0,1 максимальное аэродинамическое качество клинообразного конуса с £1 = 7°,5 и 0 = 15° (см. фиг. 4) превышает значения /Сшах острого кругового конуса с 0=15° (см. фиг. 3) и, естественно, будет больше значения Ктах затупленных круговых конусов.
Продольная статическая устойчивость. Так же, как и для конуса круговой формы» зависимости тг = /(я) для модели клиновидной формы оказываются линейными в исследованном диапазоне углов атаки. При заданной центровке (хТ — 0,6 /к; уТ = 0) с увеличением ширины носовой части моделей клиновидной формы уменьшается степень статической устойчивости (/я“). В большей мере это проявляется на моделях с меньшим углом при вершине (см. фиг. 2 и 3).
Уменьшение степени статической устойчивости связано с перемещением центра давления вперед, так как увеличивается несущая площадь в носовой части модели клиновидной формы. Такое перемещение центра давления, вообще говоря, нежелательно, так как носовая часть имеет меньший объем и перемещение центра тяжести вперед затруднительно. Затупление клиновидной носовой части при заданной центровке увеличивает статическую устойчивость (см. фиг. 4) и может рассматриваться как одно из средств восстановления необходимой степени статической устойчивости при увеличении ширины носовой части модели клиновидной формы.
Для исследования аэродинамических характеристик клинообразных конусов в более широком диапазоне изменения углов 8 и р были проведены расчеты по теории Ньютона *. Результаты расчетов и сравнение их с экспериментальными данными приведены на фиг. 5. Заметим, что аэродинамические величины, определенные экспериментально, существенно отличаются от определенных по теории Ньютона. Однако характер зависимости этих величин от угла р для различных значений угла 0 сходен. Это дает возможность с помощью теории Ньютона установить качественные связи между аэродинамическими характеристиками и геометрическими параметрами исследованных тел в широком диапазоне углов 6 и |3.
Из фиг. 5 видно, что наибольшее приращение аэродинамического качества благодаря клиновидной форме носовой части наблюдается для конусов с малыми значениями угла 0, причем только в случае сравнительно небольшой клиновид-ности. Дальнейшее увеличение угла р хотя и сопровождается линейным приращением величины с% но вследствие возрастания с/0 практически не приводит к увеличению аэродинамического качества. Кроме того, при этом уменьшается степень статической устойчивости. Для конусов с большими значениями угла 0 наличие клиновидной носовой части способствует увеличению производной с®, но при этом незначительно увеличивается аэродинамическое качество.
Таким образом, рассмотренная клинообразная форма тела при определенных геометрических параметрах обладает существенно большими значениями подъемной силы и аэродинамического качества, чем круглые конусы. Это дает основание считать возможным применение тел такой формы для космических аппаратов, входящих в атмосферу со скоростями, большими второй космической. Балансировка космического аппарата такой формы на необходимом угле атаки может происходить с помощью как аэродинамических или струйных средств, так и путем смещения центра тяжести. При этом управление величиной подъемной силы может осуществляться изменением угла крена.
* В расчетах было принято с^ тах — 2,0.
Рукопись поступила 11/У1 1969 г.
