Расчетное исследование влияния перфорированных стенок аэродинамической трубы на трансзвуковое обтекание тел типа конус-цилиндр Текст научной статьи по специальности «Физика»

УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ НАГИ Том XXI 199 0

№ 6

УДК 629.735.33.015.3.022'.Э12

ОБ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИКАХ РЕШЕТЧАТЫХ КРЫЛЬЕВ

К- П. Петров

Приведены результаты экспериментальных исследований в диапазоне чисел Ли =0,6-3,6 аэродинамических характеристик решетчатых крыльев сотовой конструкции как изолированных, так и установленных на телах вращения.

В качестве несущих, стабилизирующих и управляющих поверхностей решетчатые крылья, обладающие рядом специфических преимуществ перед традиционными крыльями, нашли применение на ряде летательных и плавательных аппаратах. К этим преимуществам в первую очередь следует отнести малый вес при заданной жесткости, удобство складывания, большую подъемную силу при заданных габаритных размерах, незначительные шарнирные моменты, а также ряд других конструктивных и аэродинамических особенностей.

В монографии {1] впервые изложены результаты теоретических и экспериментальных исследований аэродинамических, прочностных и технологических характеристик решетчатых крыльев, а также особенности их применения в реальных конструкциях. Некоторые результаты теоретических и экспериментальных исследований решетчатых крыльев приведены в работе [2].

Следует иметь в виду, что надежное определение аэродинамических характеристик решетчатых крыльев существенно затруднено из-за трудностей правильного геометрического моделирования в аэродинамических трубах. Обычно модель конкретного летательного аппарата с решетчатым крылом выполняется меньшего размера по отношению к натуре. При этом толщина планов решетчатого крыла существенно уменьшается и по условиям прочности толщину планов приходится выполнять увеличенной, не соответствующей натурному образцу. При этом происходит сокращение просвета между планами, которое усиливается за счет наличия пограничного слоя планов. Это обстоятельство особенно сильно оказывает влияние на аэродинамические характеристики решетчатого крыла при трансзвуковых скоростях.

В целях получения наиболее надежных аэродинамических характеристик настоящие исследования решетчатых крыльев проведены в больших аэродинамических трубах, которые позволили выполнять модели в большом масштабе, а в определенных случаях проводить исследования изолированных натурных решетчатых крыльев. Эти исследования были проведены совместно с И. Г. Каримуллиным.

Ниже приводятся результаты экспериментальных исследований; аэродинамических характеристик моделей решетчатых крыльев сотовой конструкции, установленных на телах вращения, а также изолированных натурных решетчатых крыльев. Исследования проводились при числах Мсо = 0,6ч-3,6 и углах атаки а = —4°^-12°. Основные геометрические параметры решетчатых крыльев, исследованных на моделях тел вращения, приведены на рис. 1.

На теле вращения цилиндрической формы (модель 1) было исследовано влияние размаха решетки и величины ее расстояния от поверхности модели. Увеличение расстояния между решеткой и поверхностью тела вращения (при постоянном размахе решетки)' в пределах 5-ь- 20%, диаметра миделя модели тела вращения несколько увеличивает лобовое сопротивление и нормальную силу и практически не изменяет положение центра давления. Увеличение значения сх по-видимому связано с увеличением длины кронштейнов, на которых решетка крепилась к телу вращения. Наибольшее приращение сх наблюдается при дозвуковых скоростях и составляет примерно 15% от коэффициента сопротивления решетки. Увеличение нормальной силы решетки при удалении ее от поверхности тела вращения оказывается практически одинаковым (Дс^О.О!) во всем исследованном диапазоне чисел М«, и связано с выходом нижней ее части из зоны пограничного слоя. В данном и последующих случаях определения аэродинамических коэффициентов-моделей с решетчатыми крыльями соответствующие силы относились к площади миделя модели тела вращения, продольный момент подсчитывался относительно носка модели и относился, кроме того, К

соответствующей длине модели. Увеличение размаха решетчатого крыла сопровождается увеличением аэродинамических коэффициентов пропорционально увеличению площади планов решеток (рис. 2).

• Влияние числа решеток в системе решетчатого крыла исследоба-лось на коническом теле вращения (модель 2). Изменение количества решеток от трех до восьми приводит к увеличению аэродинамических .коэффициентов сх\ Су и mz (при заданном числе М<*,) пропорционально суммарной площади планов решетчатого крыла (рис. 3).

Общей закономерностью для тел вращения с решетчатыми крыльями является линейность протекания зависимостей cu-=f(a) и mz=f (суу в исследованном диапазоне углов атаки. Даже в тех случаях, когда для изолированного тела вращения имеет место некоторая нелинейность этих зависимостей, установка решетчатых крыльев или устраняет эту нелинейность, или значительно ее уменьшает.

На рис. 2 и 3 приведены зависимости от угла атаки приращений аэродинамических коэффициентов модели от решетчатых крыльев в присутствии тела вращения, на котором они устанавливались. Из графиков видно, что линейность зависимостей Асу и Дmz=/(a) сохраняется только в диапазоне малых углов атаки. С увеличением угла атаки интенсивность приращений Асу и Атг уменьшается, хотя, как будет видно ниже, характеристики изолированных решетчатых крыльев во всем исследованном диапазоне углов атаки линейны. Это связано с тем обстоятельством, что с увеличением угла атаки вследстие скоса потока, а также наличия вихревой системы тела вращения эффективность решетчатых крыльев, расположенных в плоскости углов атаки, уменьшается.

isi

■Модель 1

10d

Е

йсх

м^',0 ¿Су ЛСХ м^,= 1.6

Рис. 2

На рис. 4 приведены графики изменения приращения коэффициента нормальной силы и продольного момента от решетчатых крыльев в зависимости от относительной площади планов, т. е. суммарной площади планов решетки р, отнесенной к площади миделя модели тела вращения 5М. Суммарная площадь планов решетки определялась по следующей зависимости:

Лв.р=|у + 1 ^ ,

где Я — рабочий размах решетки, I — шаг решетки, Ь — хорда решетки, I — ширина решетки.

Эти зависимости при всех исследованных числах М«, оказались практически линейными для обоих вариантов модели. Изменение приращения коэффициента нормальной силы от решетчатых крыльев, расположенных на цилиндрической и конической моделях в зависимости от числа Моо приведено на рис. 5. На этом же рисунке приведено изменение Ас“,, пересчитанного на суммарную площадь планов соответствующих решетчатых крыльев в функции числа М».

Величина Ас*, = Дс“ , где Асу = сук+р — Сук+ — произ-

£ п. р

водная коэффициента нормальной силы корпуса модели с решетчатыми крыльями; — производная коэффициента нормальной силы изолированного корпуса модели; 5М—площадь миделя корпуса модели; п. р — суммарная площадь планов решетки.

Независимо от компоновки модели, числа решеток и их размеров, величина ДСу I принимает практически одинаковое значение для каждого числа Мао. Это позволяет использовать приведенную зависимость I в качестве универсальной для вычисления характеристик тел вращения с решетчатыми крыльями. Аэродинамические характеристики, полученные с помощью универсальной зависимости, удовлетворительно согласуются с экспериментом и могут быть использованы для предварительного определения необходимых размеров решетчатых крыльев.

Экспериментальные исследования натурных решетчатых крыльев проводились в большой аэродинамической трубе на специальном приспособлении, которое крепилось к электровесам трубы. На рис. 6 приведены результаты исследований одного из натурных решетчатых крыльев. При определении аэродинамических коэффициентов силы были отнесены к суммарной площади планов двух решеток. В целях получения характеристики изолированных решеток вводились поправки на поддерживающее устройство, которое на рис. 6 показано пунктирной линией. (Там же приведены геометрические размеры исследованного натурного крыла.)

Характерной особенностью решетчатых крыльев является линейность зависимости су=/(а) в исследованном диапазоне углов атаки (а=0н-16°). Величина подъемной силы решетчатых крыльев зависит от их расположения. В случае горизонтального расположения решеток по сравнению с вертикальным величина с* оказывается большей, в основном вследствие увеличения несущей поверхности боковых пластин, охватывающих сотовые ячейки.

Модель 1

•^-ХЛП~-Erz

ácf

Рис. 4

кэ

00

Модель 2 Д Мидель 1

Ц

1—-1 Г“| 1 л г—.

к

к

h\\

д

Рис. 5

¿XO

ю

to

Рис. 6

Эффективность решетчатых крыльев неодинакова в зависимости от числа Моо- На околозвуковых скоростях она падает, и величина Су достигает минимального значения при Моо« 1,7. С увеличением числа Моо до 3,0 эффективность решетчатых крыльев растет, а при дальнейшем увеличении числа Моо уменьшается. Положение указанных минимума и максимума Су при сверхзвуковых скоростях связано с соотношением величин шага решетки t и ее хорды Ь.

ЛИТЕРАТУРА

1. Решетчатые крылья/Под ред. С. М. Белоцерковского. — М.: Машиностроение, 1985.

2. В г о о k s R. A. and Burkhalter J. Е. Experimental and analytical analysis of grid fin configurations. — AIAA Paper, 1988, № 88-0280.

Рукопись поступила 30/Xl 1989 г.