Оптимальные формы носовых частей тел вращения в трансзвуковом потоке Текст научной статьи по специальности «Физика»

УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ Ц А Г И

Том XIX 1 9 8 8 № 6

УДК 533.6.011.35:532.582.33

ОПТИМАЛЬНЫЕ ФОРМЫ НОСОВЫХ ЧАСТЕЙ ТЕЛ ВРАЩЕНИЯ В ТРАНСЗВУКОВОМ ПОТОКЕ

В. В. Вышинский, Е. Н. Кузнецов, П. Д. Михайлов

Приведены результаты экспериментального исследования носовых частей тел вращения с параболической образующей в трансзвуковом потоке газа при числах Мо» набегающего потока 0,8<МТС<1,2 и числах Ие= = (2,9 ... 3,5) • 106. Выявлены области чисел М*,, где та или иная носовая часть обладает минимальным лобовым сопротивлением. Проведено сравнение результатов эксперимента с результатами расчета.

В работе [1] посредством решения полного уравнения относительно потенциала скорости в неограниченном потоке с условиями непротекания на замкнутом теле было проведено расчетное исследование обтекания носовых частей тел вращения со степенной образующей в трансзвуковом диапазоне скоростей. Результаты расчета находятся в хорошем соответствии с результатами эксперимента [2].

В работе [3] с помощью метода [4], используемого для решения той же задачи в случае полубесконечного тела, расчетным путем было исследовано обтекание звуковым потоком газа носовых частей тел вращения с параболической образующей и выявлены формы образующей, обладающие минимальным волновым сопротивлением.

Уравнение образующей имеет вид:

[Х(2-Х)]п ,

где Х=х/1*, У={///., х, у — ортогональные декартовы координаты, ось х совпадает с осью симметрии тела вращения, А=/./й— удлинение носовой части, Ь, <1 — длина носовой части и диаметр сопрягаемого полубесконечного цилиндра.

В результате исследования было установлено, что носовые части с показателем степени образующей п=0,3 обладают минимальным волновым сопротивлением. Было показано также, что учет сопротивления трения в приближении пограничного слоя и предположении безотрывности обтекания, проведенный по методу [5], в случае фиксированного положения точки перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный вблизи носка тела не изменяет оптимального значения показателя степени образующей, Полученного из расчетов волнового сопротивления [6].

Для экспериментального подтверждения полученных результатов, а также с целью установления области их применения было проведено экспериментальное исследование носовых частей постоянного удлинения >,=2 с параболической образующей при различных значениях показателя п в трансзвуковом диапазоне скоростей набегающего потока газа 0,8<М00<1,2, в области чисел Яе= (2,9 ... 3,5) • 10е, рассчитанных по диаметру цилиндра. Для сравнения одновременно с исследованием параболических носовых частей был исследован конус кругового сечения с полууглом раствора 0К = = 14°07'. В правом углу рис. 1 изображено сечение модели, причем сплошной линией указан конус, а штрихпунктирной — параболическая носовая часть.

Испытания указанных моделей проводились на механических весах с хвостовой державкой. В получейные величины аэродинамических характеристик вводились методические поправки и поправки на донное давление, которое измерялось одновременно с весовыми испытаниями. Точка перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный располагалась вблизи носка тела

Результаты эксперимента представлены на рис. 1, где по оси абсцисс отложены числа набегающего потока и числа Ие, при которых проводились соответствующие измерения, а по оси ординат — коэффициент лобового сопротивления сх . При

сверхкритических скоростях течения газа лобовое сопротивление складывается из волнового сопротивления и сопротивления трения.

Из' приведенных на рис. 1 данных следует, что в диапазоне 0,92 <М^ < 1,05 оптимальной является носовая часть с показателем образующей га=0,3, в диапазоне 1,05<Моо<1,18 минимум лобового сопротивления достигается для носовых частей с показателем образующей п=0,5, а при Мсо>1,18 оптимальной становится носовая часть с показателем л=0,7.

На рис. 2 представлены результаты расчета [6] коэффициентов волнового сопротивления сх в, сопротивления трения Схтр и лобового (полного) сопротивления сх

для носовой части с удлинением Я=2, при обтекании звуковым потоком газа при числе Не=3,2-106. Наблюдается удовлетворительное соответствие результатов расчета результатам настоящего эксперимента.

ЛИТЕРАТУРА

1. Кузнецов Е. Н., Турбинин В. Б. Тела вращения с минимальным волновым сопротивлением при околозвуковых скоростях течения газа.— Ученые записки ЦАГИ, 1979, т. 10, № 2.

2. Аэромеханика сверхзвукового обтекания тел вращения степенной формы./Под. ред. Г. JI. Гродзовского. — М.: Машиностроение, 1975.

3. Вышинский В. В., Кузнецов Е. Н. Тела вращения с минимальным волновым сопротивлением при звуковой скорости течения газа.— Ученые записки ЦАГИ, 1983, т. 14, № 5.

4. Вышинский В. В. Расчет околозвукового осесимметричного обтекания тел вращения. — Ученые записки ЦАГИ, 1982, т. 13, № 5.

5. Albers J. A., Gregg J. L. Computer program for calculating laminar, transitional and turbulent boundary layers for a compressible axi-symmetric flow. — NASA TND—7521, 1974.

6. Вышинский В. В., Кузнецов Е. Н. Учет трения при выборе оптимальных форм носовых частей тел вращения в звуковом потоке. — Ученые записки ЦАГИ, 1986, т, 17, № 3.

Рукопись поступила 27/V 1987 г.