CC BY
37
Том XXI I
УЧЕНЫЕ 3АПНСЦ
1991
,.6
УДК 533.6.011.8
ОСОБЕН^ТИ 05ТЕКЛИИ,. МАСТИНЫ И КЛИНА КОНЕЧНОЙ ШИРИНЫ ГИПЕРЗиКОВЫМ ПОТОКОМ СЛА&ОРА3РЕЖЕННОГО ГАЗА
П. И. Горенбух. А. В. Липин
Приведены результаты экспериментального исследования силовых аэроди-намнческих характеристик тонкого клина н прямоугольной пластины при числе М"" = 7,8 н числах Reo = 200 н 58. Показано, что с уменьшением числа Рейнольдса влияние удлинения (1 = 1,7 + 0,3) на коэффициент лобового сопротивления уменьшается, а на коэффициент подъемной силы сохраняется и наи-^мее сильно сказывается на личине с„ . Представлены также даниые
»а так
о влиянии угла поворота пластины в своей плоскости ß на силовые аэродинамические характеристики.
Ос^^нности обтекания ^ простой формы постоянно являются предметом многочисленных иссследований. В области малых чисел Рейнольдса, когда помимо вязкости существенное влияиие начинает оказывать разреженность среды, роль подобных исследований ос^^нно возрастает, так как слож^сти теоретических и расчетных методов приводят к тому, что анализ поведения аэродинамических характеристик реальных ^^ктов, в основном, базируется на имеющихся данных для простых тел. В случае таких несущих -тел как пластина или клин наи^мее полные результаты в настоящее время имеются лишь для двумерных течений (1, 2). Пространственные тече-иия около плоских ттел коиечной ширины изучены существенно меньше. Из известных результатов отметим работу (3), в которой методом Монте-Карло рассчитано обтекание прямоуголь-иых пластин различного удлинения при нулевом угле атаки, и работы (4, 5), в которых экспериментально исследовалась зависимость максимального аэродинамического- качества от Удлинения прямоугольных и треугольных пластин фиксированной площади. Целью данной работы было исследование силовых аэродинамических характеристик тонкого клина н прямоугольной пластины различного удлинения в широком диапазоне углов атаки прн постоянном чнсле Рейнольдса, определенном по длине моделн. Кроме этого, для пластины конечного размаха при ^мьших углах атаки рассмотрены случаи разлнчных углов ß поворота пластины в с^й плоскости.
Экспериментальные исследования проводилнсь в вакуумной аэродинамической трубе, ^»рудо-ванной асимметричным профилированным соплом и электронно-лучевым подогревателем рабочего газа (6). В качестве последнего использовался азот. Испытания проводилнсь на двух режимах работы трубы. На первом режнме температура торможения газа в форкамере равнялась комнатной То = 293 К, число М набегающего потока в рабочей части трубы М"" = 7,79, число Рейнольдса Reo = р"" V""L/". (То) =200, где р"" и V"" — плотность и сколоть невозмущенного потока, L — длнна модели, ".(То) —коэффициент вязкостн, вычнсленный при температуре торможения То. Величина температурного фактора t. = Т./То, где Т. — температура обтекаемой поверхности, на этом режиме близка к единице. На в1'Ором режиме То = 1430 К, М"" = 7,82, Reo = 58, t. = 0,35. Модель в горячем потоке выдерживалась до установления постоянной температуры, после чего проводились измерения. Температура модели контролировалась с помощЬю хромель-алюмелевой термопары. Or-носнтельное изменение скоростного напора на длине модели L не превышало !iq/q = 0,015.
Испытания проводилнсь с двумя типами моделей: клин с полным углом раствора 29 = 10° и плоская прямоугольная мастина. Все варианты моделей клина имели одинаковую длину L =5 см, но разную величину размаха Ь, так что удлинение клина 1 = Ь/L изменилось от 1,7 до 0,3. Весовая цилиндрическая державка крепилась в центре донного среза моделей. Угол
'!такй который отчитывался от оси клина в экспериментах изменился от нуля 11.0 40°. При углах атаки 0, когда влияние подветренной поверхностн мало, полученные резуль-
таты можно интерпретировать как данные для пластины при угле атаки а:. равном ^ + 6. Для исследования прн больших углах атаки использовался второй тип моделей с той же одинаковой длнной L н Л = 1,7; 1 и 0,5. В этом случае весовая державка крепилась перпендикулярно плоской поверхности и нулевой угол а — механнзма весов соответствовал углу атакн 90". Все боковые кр^ки моделей этого типа были выполнены острыми. Весовые испытания про-водмись на трехкомпонентных магнитоэлектрических весах поплавкового типа. Относнтельная погрешность измерения аэродинамнческнх коэффициентов не превышала ±3%. В качестве характерной площади была принята площадь моделей в плане.
Полученные эксперн^нтальные данные для моделей клнна с разной величиной удлинения в виде зависимостей ко^ДОициентов лобового сопротивления и подъемной силы от угла атакн для режима Reo = ^Ю, t", = 1 приведены на рис. 1, а для режима Reo = 58, t= 0,35 — на рис. 2. Когда число Рейнольдса относнтельно велнко, коэффицнент сопротнвления клина сХа при изменении Л от 1,7 до 0,5 практически не зависнт от удлинения лишь при малых углах атаки и, по-Ввдимому, близок к С,.. КЛнна бесконечного размаха. С увеличением влияние Л увеличивается и значение
к иэМегёнмюудлинения и так же уменьшается при уменьшении Л, причем во всем диапазоне углов атаки. При уменьшении числа Рейнольдса влияние удлинеиия на коэффициент с*о становится малым и при больших углах атаки, а на коэффициент подъемной силы остается достаточно сильным, ^^^но при А < 1. Аналогичные результаты по влиянию пространственного характера обтекания иа коэффициенты С'а и сУа клина былн получены и в экспериментах с предварительным охлаждением моделей жндким азотом, когда реализовывались более низкне значення температурного фактора (t. = 0,35 при Reo = 200 н t., = 0,1 прн Reo = 58).
На рис. 1, 2' Для коэффициента подъемной силы пунктириой линней приведены расчетные дандое, соответствующие свободномолекулярному режиму обтекания (которые не зависят от Л), а штрнхпунктнрной лннней — расчет 'невязкого обтекання по таблнцам для косого скачка уплотнения. Видно, что в завнсимостн от величнны удлинення коэффицнент подъемной силы при определенных углах атакн может быть как больше, так и меньше соответствующего невязкого значения для случая бесконечного размаха.
Результаты экспериментов для моделей клина в диапазоне больших углов атаки представлены на рис. 3, 4 как данные для пластнны при углах атаки а = ак + 45°. Здесь же для о ^ 45" прнведены результаты, полученные для моделей прямоугольиой пластины. Эти данные характеризуют влияние удлинения на аэродинамические характеристики. пластины во всем диапазоне углов атаки. Видно, что простраиственный характер обтекания-гиаиболее сильно сказывается на коэффициенте подъемной силы н, в частности, иа величине с^атах, которая с уменьшением л падает и смещается на несколько большие значения угла атаки. При дальнейшем увеличении угла атаки, к9Гда а 90°, влияиие Л на коэффициент с9о затухает. Что касается коэффициента лобового сопротивления, то характер зависимости с*о (Л) существенным образом завгсит от числа Рейнольдса. При Reo = 200 влияние Л наиболее сильно прояадяется в диапазоне углов атаки а = 30 + .60° и практически иесущественно в предельных случаях а О и При умеиьшении числа Рейнольдса (рис. 4, Reo = 58) изменение Л' от 1,7 до 0,3
мало сказывается на величине с*о во всем диапазоне углов атаки. В работе (7) разрабо-
0.75 o.tO
0.25 0 5,25
О
20° Ж 40° Рис. 1
0,75 8.50 0.25
и
О
о ),= 1,7 • ',0
1J. 2,0
j_|
20° Ж ос, 40° Рис. 2
тан метод расчета аэродинамических характеристик прямоугольной пластины, расположенной под углом атаки в гиперзвуковом потоке разреженного газа, и приведеиы некоторые результаты расчетов. По просьбе авторов В. И. Власовым было рассчитано обтекание прямоу^ь-ной пластины с = 1 и 0,5 при а = 45°, Мао = 8, t. = 0,35 и числе Рейнольдса Reo = 10. Результаты расчета показали, что для = 1 Сха = 1,188, Су. = 0,541, а для = 0,5 е,а = 1,180, ct = 0,460. Эти данные вполне согласуются со сделанным выводом о слабом влиянии на к^^фициент лобового сопротивления при уменьшении числа Рейнольдса. Заметим также, что отио-шение расчетных значений коэффициентов подъемной силы для = 1 и 0,5 практически совпадает с отношением экспериментальных значений, соответствующих более высоким числам Reo.
Помимо результатов, представленных выще, для прямоугольных пластин коиечного размаха были получены экспериментальные данные по силовым аэродинамнческим характеристикам при наличии угла поворота ß. Испытания проводились при отдельных фиксированных значениях угла ß между касательной составляющей вектора скорости набегающего потока и продольиой осью пластины (рис. 5). Величина ß изменялась с интервалом 15° от нуля J1.0 90°. Модель предварительно разворачивалась на угол ß и в процессе каждого испытания изменялся только угол наклона пластины б = 45 + 90°. Ниждоя граница значений б ограничивалась условием отсутствия влияния по^^ренной поверхности во всем диапазоне изменения ß. Исследовалось обтекание двух моделей пластин с = 1 н 0,5 при числах Reo = ^Ю и 58. Причем данные для пластины с = 0,5 при ß = 90°, можно рассматривать как результаты для = 2, ß = О при числах Рейнольдса соответственно 100 и 29.
Результаты экспериментов для модели пластины с == 1 показали, что в исследованном диапазоне углов б измененне коэффициентов лобового сопротивления и подъемной силы вследствие наличия угла скольжения мало н не превышает 3 — 5%.
- П^^^нные данные .мя M^eil с Л = 0,5 н 2 приведены на рис. 5 в виде завнснм<^тей C'a(ß) и с,. (11) , где ^яичина а представляет с^М отношение экспериментальных значений а^ДНлат^кого к^^фициента при fJ =1= О к с^^^ствующей геличине при II = 0. Or-носитель-эвачеиия с<а и С'а на двух исследованных режнмах д^аточно хорошо согласуются между На рнс. 5 темные кружки с^етет-ствуют Reo = ^Ю, I. = 1 .мя Л =0,5 и Reo = 100, t. = 1 .ми Л = 2, а сюлые кружки. — Reo = 58, t., = 0,35 .мя Л = 0,5 и Reo = 29, t., = 0,35 .мя Л =2. Как ^дует нз представленных результатов, влиянне угла II ^мее сильно сказывается на к^^фицненте л^^вого сопротивления и заметно меньше на коэффициенте подъемной силы. ^го влияние наи^мее сильно проявляется лншь при до^мьно больших значеннях II и существенно завнсит от угла наклона поверхности.
Подчеркнем еще одио важное обстоятелю-во. Силовые аэродинамические характернстики прямоугол^юй мастнны, обтекаемой под углом скольження, могут быть как больше (Л = 0,5), так н меиьше (Л = 2) соотмствующих значеннй при отсутствни угла скольжения. Качественно это можно обмсннть измененнем эффективного чнсла Рейнольдса. Действительно, в случае Л < 1 прн изменении fI от нуля до 90° происходит умеиьшение числа Рейнольдса, а в случае Л:> 1 — наоборот, н^до Рейнольдса увеличивается.
В закл^чеине отметим, что ^^^еты, связанные с наличием угла скольження, по-вндимому, будут возрастать при дальнейшем уменьшенин угла атаки и могут оказаться существенными уже при '^^мьших значениях II.
Авторы благодарм В. И. Власова за представленные материалы расчетов.
ЛИТЕРАТУРА
1. Г у с е в В. Н., Е ро фе е в А. И., К л И м о в а Т. В., Пер е п ух о в В. А., Р я б о в В. В., Т о л с т ы х А. И. Теоретические и экспериментальные исследования ^^каиия -тел пустой формы гиперзвуковым потоком разреженного газа.— Труды ЦАГИ, 1977, вып.
2. В л а с о в В. И., Е р о ф е е в А. И., Пе р е п у х о в В. А. Расчет ^^кания мастины потоком разреженного газа.— Труды ^АГИ, 1979, шп.1974.
3. Е р о ф е е в А. И. П^странствеиное ^^кание мастииы гиперзвуко-шм потоком разреженного газа.— Ученые записки ^АГИ, 1978, т. 9, № 5.
4. Л а д ы ж е Н с к и й М. Д., Л и п и н А. В. Аэродннамическне харак-тери^ш прямоу^мых плагин в гиперзвуковом потоке разреженного газа.— Иза. АН СССР, МЖГ, 196, М 1.
5. Л и п и н А. В. А^юдинамические хара^ристики треугольных пластин в гиперзвуковом потоке разреженного газа.— Труды ЦАГИ, 1969, вып. 1137.
6. Л и п и и А. В., П о к р о в с к н й С. В., Т н т о в В. А., Т р у с о в В. В., Ч е б у р е е в В. Г. Эле^^нно-луче^Л подогреватель газа .мя вакуумных труб. Труды Х ^^^жзной конференцни по динамнке разреженных газов, т. 2, ^додинамика и тем^^мен. Экспериментальные методы в дннамике разреженных газов.— М.: мэИ, 1990.
7. В л а с о в В. И. Консервативный вариант метода пробных молекул (Монте-Карло). Численные и аналитические методы в динамике разреженных газов.— Труды VIII Всесоюзной' конференции по динамике разреженных газов.—М.: 1986.
Рукопись поступила 28/У/ г.
