Метод экспериментального исследования интерференции элементов летательных аппаратов при сверхзвуковых скоростях Текст научной статьи по специальности «Механика и машиностроение»

________УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ ЦА Г И

Т о м IX 19 7 8

№ 1

УДК 533.6.07

МЕТОД ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНОГО ИССЛЕДОВАНИЯ ИНТЕРФЕРЕНЦИИ ЭЛЕМЕНТОВ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ ПРИ СВЕРХЗВУКОВЫХ СКОРОСТЯХ

Л. Г. Васенев, А. М. Харитонов

Развивается метод экспериментального исследования аэродинамической интерференции элементов летательных аппаратов, основанный на измерении собственных аэродинамических характеристик элементов с помощью системы внутримодельных тензометрических весов.

Приведены результаты методических исследований интерференции тонкого треугольного крыла и цилиндрического корпуса с ожи-вальной носовой частью, выполненных в аэродинамической трубе при числе М=2,0 на специально разработанной модели.

Показано, что данный метод позволяет с достаточно высокой точностью исследовать вклад отдельных элементов летательных аппаратов в формировании суммарных интерференционных нагрузок.

Стремление максимально использовать полезную интерференцию элементов летательных аппаратов обуславливает необходимость исследований собственных характеристик отдельных элементов в зависимости от их различного взаимного расположения. В имеющихся экспериментальных работах, посвященных данному вопросу, определение собственных и интерференционных характеристик как отдельных элементов, так и комбинации их в целом проводится путем измерения суммарных характеристик комбинации, характеристик изолированных элементов комбинации и одного из элементов в присутствии другого [1]. Однако такой подход требует большого числа моделёй и испытаний, что неизбежно сказывается на точности получаемых результатов. В настоящей работе приводятся результаты методических исследований интерференции треугольного крыла и цилиндрического корпуса с использованием системы внутримодельных тензометрических весов.

1. Модель (фиг. 1) представляет собой комбинацию треугольного крыла ромбовидного профиля и цилиндрического корпуса с оживальной носовой частью. Основные геометрические параметры модели: стреловидность крыла по передней кромке ^=70°; максимальная относительная толщина крыла Стах = 3,3%; диаметр цилиндрической части корпуса й = 0,05 м; удлинение корпуса Хк = £к/й«= 13,7; удлинение носовой части корпуса Хн ч=/.н ч/<* = 4. Крыло расположено в положении среднеплана с нулевым углом заклинения. Конструкция модели предусматривает возможность установки в комбинации с корпусом различных как по форме в плане, так и по йлощади крыльев; при этом расположение крыла по длине корпуса может варьироваться в пределах

SOI- •

Фиг. 1

_ 2Хкорм

изменения параметра х =-------------------- от 0 (задняя кромка крыла совпа-

<2К. ч - —7- 1ё г

дает с донным срезом корпуса) до 1 (начало бортовой хорды крыла расположено в месте стыка носовой и цилиндрической частей корпуса). Здесь: ^корм — удлинение кормовой части корпуса; Ац ч — удлинение цилиндрической части корпуса; 5 = 4/1—параметр, характеризующий относительную площадь крыла.

Модель оснащена двумя двухкомпонентными внутримодельными тензо-метрическими весами, позволяющими производить измерение нормальной силы и продольного момента отдельно на крыле в присутствии корпуса и отдельно на корпусе в присутствии крыла. Для обеспечения раздельного измерения нагрузок на модели в местах соединения крыла и корпуса предусмотрены зазоры величиной 0,5—1,0 мм. С целью уменьшения возможного влияния перетекания набегающего потока во внутренние объемы модели на крыле устанавливаются специальные перегородки, утопающие в пазах корпуса. Суммарные нагрузки на комбинации крыло — корпус измеряются одновременно механическими весами.

В качестве преобразователя деформации упругого элемента тензометриче-ских весов в электрический сигнал были использованы кремниевые тензорези-сторы. Включение тензорезисторов в электрическую схему измерения сил и моментов выполнено по схеме „полумост". Питание мостовых схем осуществляется от высокостабилизированных источников постоянного напряжения; измерение выходного напряжения производится одноканальным цифровым вольтметром. Использование автоматизированной измерительной системы „Аналог-1” [2] позволяет передавать получаемую в ходе эксперимента информацию в ЭЦВМ и обрабатывать ее по специальной программе практически в темпе эксперимента.

Тарировки тензометрических весов крыла и корпуса показали, что по всем компонентам весов зависимость выходного сигнала от величины нагрузки имеет линейный характер, а погрешность определения коэффициентов в результате многократных статических тарировок не превышает 0,2% от величины среднего значения коэффициента.

Эксперименты с некоторыми вариантами комбинации крыло — корпус проводились в сверхзвуковой аэродинамической трубе при числах М = 2,0 и 1?е = 25-10в(на 1 м) и заключались в измерении сил и моментов, действующих на комбинацию и ее элементы в диапазоне углов атаки а = --2-5-10°. Для оценки точности измерений эксперименты проводились многократно без съема модели с подвесных устройств трубы.

При вычислении аэродинамических коэффициентов аэродинамические силы относились к <7$, а продольный момент — к д8Ьа соответствующего варианта комбинаций. В качестве характерных значений площади 5 и средней аэродинамической хорды Ьа принимались для корпуса площадь миделя и длина корпуса; для крыла — площадь крыла, составленного из консолей, и его средняя аэродинамическая хорда; для комбинации крыла и корпуса — площадь крыла, включая площадь подфюзеляжной части, и его средняя аэродинамичесвая хорда. Коэффициенты продольного момента корпуса и комбинации крыло — корпус вычислялись относительно условного центра тяжести, расположенного на расстоянии Ай от носовой части корпуса. В результате измерений выносились поправки на взаимное влияние компонентов весов и на деформацию элементов модели под действием аэродинамической нагрузки.

2. Проведена проверка влияния возможных перетеканий воздуха в зазорах между консолями крыла и корпусом на аэродинамические характеристики комбинации. С помощью механических весов измерялись коэффициенты нормальной силы и продольного момента двух вариантов модели с различными по площади крыльями при наличии зазоров и в случае, когда зазоры устранялись. Результаты этих измерений показали (фиг. 2), что наличие зазоров приводит к уменьшению коэффициентов с„ и тг комбинации. Влияние зазоров усиливается с уменьшением площади крыла в плане, однако в целом вносимая им погрешность невелика. Так, для варианта модели с йЦ — 0,257 (малое крыло) и величиной зазора 0,6 мм уменьшение коэффициентов с„ и тг при а = 10° составило 2,5 и 1,8% соответственно.

Серия экспериментов, в ходе которых аэродинамические коэффициенты измерялись параллельно на механических весах и тензометрических весах корпуса, была выполнена для модели изолированного корпуса. Сравнение зависимости сп=/(а) и тг = /(а) подтверждает работоспособность тензометрических весов (фиг. 3): расхождение в значениях коэффициентов сп и тг не превышает

С* -о,з -0,25 -0,2 -0,15 -0,1 -0,05 і* * Xх 1,0 «Ь л 0

1

* ! ■

Ь *

* * It » 6/1=0,204 •« (7,257 • ■ Ш зазарої ліс зазорами

ь 9

і г г • Ъ 9

-2**0< ' “-0,05 ‘ лО & 4,05 -0,1 -0,15 mz 9 й 0 ■ А :в £ 0 і * ft 1° ОС

4 ft * 0

4 4 <h 0

<1 * й

*л I

- 7,0

и,/э , »

- де й , „4 ►

u/zj , , \ * Сл вЄп Весы: l шт тензометрические • шт механические ,

< L 0 -0,25 2° 4 0 £ • * о п 1° 12° «. 1

mz \ t * > * > .

> \ ~ 0 -0,05 -0,10 -П4С 0 ,0 ffO г > 10° / І. 2° ос

тг бтг Весы: & шт тензометричесние • ши механические

&

сп 1 0,3 0,2 - 0,1 Ці=0,257іх=0,5 •

ся*<Г' '■'п.кр УГКр

Ь п кр

-0,1 ір- р-*— •о-' г к

-0,1 -0,2 -о,з М-г і к,0 (° Ь й 0 10° о. *—

Л.} тензоВесы

-*-■ геометрически подобная модель, механические Весы

Фиг. 4

величины 1,5 (ас т )тах, где (,ас,т)тлх — наибольшая для сравниваемых зависимостей средняя квадратичная погрешность измерения коэффициентов сп или тг.

Точность измерения аэродинамических характеристик тензометрическими весами характеризуется данными, приведенными в таблице, где для условной площади 5 = 0,01 м2 и хорды Ьа = 0,1 м2 приведены максимальные значения средних квадратичных погрешностей измерения коэффициентов с„ и т2 двух вариантов модели. Следует отметить, что точность измерения нормальной силы на весах крыла и корпуса изменяется в незначительных пределах и примерно в 2 раза ниже, чем точность измерения нормальной силы на механических весах. Точность же измерения продольного момента на данных тензометрических весах существенно выше, чем на весах механического типа.

Вариант модели сііі X Аэродинамические весы ч °тг

Изолированный корпус — -\ корпуса механические 0,0065 0,0033 0,001 0,0059

Крыло + корпус 0,257 1,0 крыла корпуса механические 0,0048 0,0061 0,0029 0,0071 0,0021 0,0105

3. Измерены собственные характеристики крыла и корпуса с учетом их взаимной интерференции для варианта комбинации с параметром <111 = 0,257 и пяти различных расположений крыла по длине корпуса. Сходимость этих измерений показана на фиг. 4, где для х — 0,5 представлены коэффициенты нормальной силы и продольного момента корпуса в присутствии крыла е“рк и т*Рк>

К К , , К Кр

крыла в присутствии корпуса — сп кр и тг кр и сумма коэффициентов сп кр + сп к и

к , КР ^

тгкр+тгк’ измеренные на тензометрических весах*. На этом же графике нанесены значения коэффициентов нормальной силы и продольного момента комбинации крыло — корпус (сп кб, /пгк6), измеренные механическими весами на

* При вычислении указанны* коэффициентов за характерную площадь и хорду брались Б и Ьа комбинации.

модели, представляющей собой копию тензометрированной модели, но без щелей. Отличие в суммарных значениях коэффициентов сп и тг комбинации, если учесть влияние щели между крылом и корпусом, не превышает в предельном случае 2,5—4,0%. Следовательно, сходимость аэродинамических характеристик двух геометрически подобных, но физически различных моделей можно признать вполне удовлетворительной.

Комплексные измерения аэродинамических характеристик крыла и корпуса на тензометрических весах позволили получить не только детальную картину формирования интерференционных нагрузок на комбинации, но и выявить

влияние расположения крыла по длине корпуса на интерференционные характеристики.

На фиг. 5 приведены зависимости коэффициентов интерференции нормальной силы Ас крыла, корпуса и комбинации крыло—корпус от параметра х при

величине угла атаки, соответствующей максимальному аэродинамическому качеству комбинации. Под коэффициентами интерференции подразумеваются следующие отношения: для крыла

А, -

‘■л кр

для корпуса

сп Кр'СЛ кр’

— гкР 1г ■

..' п к п к’

корпус или суммарный коэффициент интер-

для комбинации крыло ференции

Ас «='

1-П КО

п Кб

п кр

кр

°кр

•5кб

•^кб

+

1 +

-я кр ^кр

1 +

Л кр "5>кр

с

сп к

Здесь спкр и сп к—экспериментальные значения коэффициентов нормальной силы, измеренные механическими весами при испытаниях геометрически подобных моделей изолированного крыла и изолированного корпуса.

Видно, что на корпусе реализуется дополнительная интерференционная добавка, соизмеримая с величиной нормальной силы изолированного корпуса. При этом в зависимости от * имеется четко выраженный максимум.

__ Менее выражено интерференционное влияние корпуса на крыло. Так, при = 0 -5- 0,5 несущие свойства крыла в присутствии корпуса и для изолированного крыла практически одинаковы и лишь по мере дальнейшего перемещения крыла к носку корпуса происходит увеличение нормальной силы крыла. Для комбинации крыла с корпусом имеет место положительная интерференция при всех х\

нормальная сила комбинации также возрастает с ростом х, достигая наибольшего значения при ~х = 0,8.

Положение центра давления на крыле в присутствии корпуса не зависит от угла атаки крыла и расположения крыла по длине корпуса (фиг. 6, а) и совпадает с положением центра давления изолированного крыла. Положение центра давления изолированного корпуса, как следует из фиг. 6, б, существенным образом определяется величиной угла атаки корпуса. Установка крыла на корпус приводит к тому, что, во-первых, центр давления корпуса смещается вниз по потоку їй, во-вторых, происходит стабилизация положения центра давления корпуса по углу атаки. Смещение центра давления корпуса зависит от продольного расположения крыла на корпусе и может достигать значительной

2° 4° 6° 8° 10° ос.

0,6

ол

iW<&-

с:

d 11=0,257.

х\0\0,25\0,5\0,75\1,0 модель аз дли родан-. ного кртла; механические десы

а)

0,2 0,4 0,6

іп0 п. ^ 1и V-кр Г*Р 1« Фиг. 6

] d] і = 0,2 57

У' ■-1,0

Ї г ; ; я > 0 з о 9 0 1 о 0 0 □ □ і А 0 3

I 0 I А I D I ^ I +

х\0\0,25Щ5\0,75\і,0 модель изолированного корпуса; механические десы

г =0

величины: достаточно отметить, что изменение параметра х от 0 до 1,0 вызывает смещение центра давления корпуса на 20% его длины.

Таким образом, полученные результаты свидетельствуют о том, что данный метод при меньшем количестве моделей и испытаний позволяет с достаточно высокой точностью исследовать собственные аэродинамические характеристики отдельных элементов летательных аппаратов при их различном расположении относительно друг друга.

ЛИТЕРАТУРА

1. F і d 1 е г J. Е., В a t е m а п М. С. Aerodynamic methods for high incidence missile design. „J. of Spacecraft and Rockets”, vol. 12, № 3, 1975.

2. Василенко Т. И., Вышенков Ю. И., Гилев В. М., Злобина Б. Б. Лабораторная автоматизированная измерительная система на базе серийных приборов. Тезисы докладов Всесоюзного симпозиума по методам аэродинамических исследований. Новосибирск, 1976.

Рукопись поступила 28/XII 1976 г. Переработанный вариант поступил 25jV 1977 г.