Обтекание сверхкритического профиля в корневом сечении стреловидного крыла Текст научной статьи по специальности «Механика и машиностроение»

УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ Ц А Г И

Том XI 19 8 0 №2

УДК 533.6.011.34.629.7.025

ОБТЕКАНИЕ СВЕРХКРИТИЧЕСКОГО ПРОФИЛЯ В КОРНЕВОМ СЕЧЕНИИ СТРЕЛОВИДНОГО КРЫЛА

М. Н. Некрасова

Приведены результаты визуальных исследований обтекания корневой области крыльев различной стреловидности х — 20, 30,35° с профилями сверхкритического типа при дозвуковых скоростях потока.

Показаны некоторые особенности течений в местной сверхзвуковой зоне корневой области крыла х — 30° и приведены примеры получения бесскачкового торможения местной сверхзвуковой скорости при специальном проектировании корневого профиля.

В последнее десятилетие нашли широкое распространение новые околозвуковые профили, разработанные в различных аэродинамических центрах. Преимущество этих профилей перед обычными профилями проявляется в области смешанного обтекания и связано в основном с наличием частичного или полного изоэнтропического сжатия сверхзвукового потока у поверхности профиля. Возможность образования таких течений обоснована теоретически [1—3] и подтверждена экспериментальными исследованиями. Детальные исследования сверхкритического обтекания при дозвуковых скоростях были проведены в первую очередь на профилях с „пиковым“ распределением давления [4]. Создание новых околозвуковых профилей и разработка теоретических методов расчета потенциального обтекания стреловидного крыла [5] открыли широкие возможности для улучшения аэродинамики крыла.

Исследования показали, что интенсивное расширение потока, возникающее у передней кромки пикового профиля при малых скоростях, сохранялось частично и при больших дозвуковых скоростях потока и способствовало некоторой стабильности эпюры давления пикового профиля в его передней области. Соответственно и вся эпюра давления пикового профиля деформировалась при увеличении скорости значительно меньше, чем эпюра давления обычного профиля [6]. Это послужило одним из оснований апробирования пикового профиля в корневых сечениях стреловидного крыла.

Первые экспериментальные исследования обтекания отсеков крыльев с углами стреловидности ^ = 30 и 35° и расчеты потенциального обтекания крыла обнаружили трудности создания распределения давления пикового типа в корневой области крыла. Вследствие известного корневого эффекта [7] в корневом сечении крыла эпюра давления пикового профиля преобразовывалась с уменьшением пика разрежений у передней кромки и некоторым увеличением разрежений вблизи задней кромки (рис. 1).

Было рассмотрено течение в местной сверхзвуковой зоне корневого сечения стреловидных крыльев и проведено сравнение с хорошо изученной для профилей зависимостью ДМ1==/(0о — 6)° (б0 —угол наклона поверхности в точке

профиль

кормедое сечение крыла, Хг30°

Рис. 1

М1=1, 0 — угол наклона поверхности в точке замера М]). В работах ЦАГИ показано, что при непрерывном расширении потока в местной сверхзвуковой зоне обычного профиля приращение местного числа ДМЬ начиная с М1=1, оказывается примерно вдвое меньше, чем при расширении неограниченного звукового потока по закону Прандтля — Майера. Некоторые расчетные и экспериментальные исследования показали близкие к этому результаты и для пиковых профилей. В корневых сечениях крыльев со стреловидностью Ч = 30° ускорение потока происходило значительно слабее, чем на профиле, хотя продолжалось до больших углов (60 — 6°) (рис. 2).

Визуальные испытания отсеков стреловидного крыла прямотеневым методом и методом масляной пленки обнаружили также преимущества в характере обтекания корневой области крыла с пиковыми профилями. На некоторых режимах обтекания осуществлялось практически полное изоэнтропическое сжатие сверхзвукового потока в корневом сечении стреловидного крыла [8]. На рис. 3, а видны отходящие от поверхности волны разрежения, которые, отражаясь от звуковой линии, создавали бесскачковое торможение сверхзвукового потока в корневом сечении крыла у = 30° с профилем сверхкритического типа с= 13%.

На рис. 2 показаны примеры изоэнтропического сжатия сверхзвукового потока в корневом сечении стреловидных крыльев х = 30° и на изолированном профиле [2]. При околозвуковых скоростях потока на стреловидном крыле формировались скачки уплотнения с волновым срывом потока (рис. 3, б).

Наиболее важное значение для развития волнового кризиса имеет появление так называемого „заднего“ скачка уплотнения, возникающего в корневой области крыла. На стреловидном крыле, составленном из пиковых профилей

¿М1

1175

ця

0,25

О

с „уплощенной“ верхней поверхностью, задний скачок уплотнения располагался вблизи задней кромки и не образовывал позади себя большую вихревую зону.

Ниже приведены результаты экспериментальных исследований обтекания корневой области крыльев различной стреловидности х = 20, 30 и 35° с толстым корневым профилем сверхкритического типа (с 16%) при дозвуковых скоростях потока. Корневой профиль имел распределение давления треугольного вида со слабыми градиентами давления в диффузорной части верхней поверхности при малых скоростях.

В корневых сечениях крыльев различной стреловидности в том или другом диапазоне чисел происходило обтекание смешанного типа:

— обтекание при наличии местных сверхзвуковых скоростей, переходящих в дозвуковые изоэнтропически;

— обтекание с зонами частичного изоэнтропического сжатия со скачками уплотнения малой интенсивности без заметного волнового срыва;

— обтекание при наличии местных сверхзвуковых зон, заканчивающихся скачками уплотнения значительной интенсивности с волновым срывом потока.

Стреловидность крыла оказывала заметное влияние на величину скоростей по поверхности исследованного корневого профиля и развитие местной сверхзвуковой зоны особенно при небольших углах атаки стреловидного крыла (рис. 4, а> б, в). Несмотря на значительную толщину корневого профиля (с =16%), при некоторых режимах обтекания на крыльях х = 30 и 35° образовывались площадки примерно постоянных сверхзвуковых скоростей, переходящих в дозвуковые изоэнтропически (см. рис. 4). Зоны изоэнтропического сжатия на этих крыльях распространялись далеко за „вершину“ корневого профиля, характеризуя собой течение „сверхкритического типа“.

Рассмотрение фотографий верхней поверхности крыльев с масляной пленкой подтвердило безотрывность обтекания корневой области крыльев х = 30 и 35° в некотором диапазоне скоростей (рис. 5, б, в).

В значительно меньшей степени проявились благоприятные особенности корневого профиля При применении его на стреловидном Крыле Х=20°. В корневом сечении крыла малой стреловидности зоны изоэнтропического сжатия имели весьма малое распространение вдоль по хорде и по числам Мм, а большей частью наблюдалось довольно интенсивное нарастание местных чисел М! при передвижении по верхней поверхности корневого сечения. В отличие от стреловидных крыльев х — 30 и 35° на верхней поверхности крыла х = 20° с масляной пленкой хорошо просматривался волновой срыв потока из-под скачка уплотнения при а = 3° и = 0,82 (см. рис. 5, а).

/ ^ .... / течение Прандтля-Майера / течение б местной сверх -/ зВуновой зоне ; / на профиле / • В корнеВом сечении крыла, Х=30°

/ / / У • /

/ / / к- г- \ к ' •/

7 у • • • • \ • \ \ • \ « \ • \ * •• \

10° 20° 30° 40° 0О—0

Рис. 2

іГ-ч М-'<

X*t§* Х*Ж

m 6)_

\*S5*

m

ос

5°

4°

3е 2°

1°

О

0,6 0 7 0,6

Рис. 6

В соответствии с величиной местных сверхзвуковых скоростей и особенностями обтекания корневых сечений возникновение скачков уплотнения происходило при разных скоростях дозвукового потока на крыльях различной стреловидности. В частности, на углах атаки а = 3 ч- 4° волновой кризис зафиксирован при числах = 0,80-т-0,76 на крыле у = 20° и при числах = 0,86-4-

0,83 на крыле у = 35° (см. рис. 4 — 6).

Проведенные исследования обнаружили возможность получения обтекания сверхкритического типа в корневой области стреловидного крыла с малой и большой относительной толщиной при специальном проектировании корневого профиля. Для толстых крыльев различной стреловидности определены примерные границы по числам Мм, где обнаружены скачки уплотнения и начинался

волновой срыв потока с поверхности крыла.

Рис. 5

_ I \ л ь о < ЬттТтттЧ 1

Скачки уплотнения \ В норнеВом сечении.—

—о-Х = 20° 30° —зг 1 ° V 1 ш

ЛИТЕРАТУРА

1. Nieuwland G. Y. Transonic potential flow around a family

of quasi-elliptical aerofoil sections. NLR-TR 172, 1967.

2. Boerstoel J. W. A survey of simmetrical transonic potential

flows around quasi-elliptical aerofoil sections. NLR-TK T 136, 1967.

3. Никольский А. А., Таганов Г. И. Движение газа

в местной сверхзвуковой зоне и некоторые условия разрушения

потенциального течения. ПММ, т. 10, вып. 4, 1946,

4. Реагсеу H. Н. The aerodynamic design of section shopes for swept wings. „Advances in Aeronautical Sciences“, vol. 3, 1962.

5. Вер ни гор a В. H., Ираклионов В. С., Павлове ц Г. А. Расчет потенциальных течений около крыльев и несущих конфигураций крыло — фюзеляж. Труды ЦАГИ, вып. 1803, 1976.

6. Некрасова М. H., Бертынь В. Р. Особенности обтекания симметричных профилей с пиковым распределением давления при больших дозвуковых скоростях потока. Труды ЦАГИ, вып. 1405, 1972.

7. Струминский В. В. Аэродинамика стреловидных крыльев. Труды ЦАГИ, 1948.

8. Некрасова М. Н. Некоторые особенности обтекания профилей в корневой области стреловидного крыла при дозвуковых скоростях потока. Аэродинамика. М., „Наука“, 1976.

Рукопись поступала 17 \1 1979