Влияние скругления передней кромки треугольного крыла на его аэродинамические характеристики при сверхзвуковых скоростях полета Текст научной статьи по специальности «Механика и машиностроение»

________УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ Ц А Г И

Том VII 1976

№ 4

УДК 533.6.011.55

ВЛИЯНИЕ СКРУГЛЕНИЯ ПЕРЕДНЕЙ КРОМКИ ТРЕУГОЛЬНОГО КРЫЛА НА ЕГО АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ ПРИ СВЕРХЗВУКОВЫХ СКОРОСТЯХ

ПОЛЕТА

В. В. Келдыш, Р. И. Штейнберг

Приводятся результаты экспериментального исследования влияния округления передней кромки треугольного крыла на его аэродинамические характеристики при сверхзвуковых скоростях полета. Показано, что при дозвуковой передней кромке скруглениеее в пределах г/с <; 0,25 может не приводить к уменьшению аэродинамического качества крыла. При сверхзвуковой скругленной кромке увеличение ее стреловидности от 60° до 80° сопровождается заметным увеличением максимального аэродинамического качества.

При дозвуковых скоростях полета скругление передней кромки крыла (под которым далее понимается скругление носков профилей крыла) ликвидирует или уменьшает интенсивность вихреоб-разования с последующим отрывом потока, имеющее место на острых кромках, и способствует реализации подсасывающей силы, в результате чего аэродинамическое качество у крыльев со скругленной передней кромкой может быть заметно выше, чем у крыльев с острой кромкой.

У крыльев с острой сверхзвуковой передней кромкой (составляющая скорости полета по нормали к кромке сверхзвуковая Мп>1) и с присоединенным к ней скачком уплотнения подсасывающая сила отсутствует, равнодействующая сил давления перпендикулярна срединной поверхности плоского крыла, а скругленная сверхзвуковая передняя кромка создает волновое сопротивление, пропорциональное радиусу ее скруглення г и cos3x[l> 2], в результате чего аэродинамическое качество крыла со сверхзвуковой передней кромкой уменьшается с увеличением радиуса скруглення.

У треугольных крыльев режимы полета на дозвуковых скоростях и со сверхзвуковой передней кромкой разделены областью сверхзвуковых скоростей полета с дозвуковой передней кромкой (составляющая скорости полета по нормали к кромке дозвуковая

Мп<1). При сверхзвуковых скоростях полета крыло с дозвуковой передней кромкой как со скругленной, так и с острой, создает перед собой возмущение в некоторой области, отделенной от невозмущенного потока скачком уплотнения. Интенсивность этого скачка обычно невелика, а перед крылом имеется область дозвуковых скоростей, в результате чего картина обтекания передней кромки, по-видимому, подобна картине обтекания при дозвуковых скоростях полета.

Фиг. 1

Теоретические методы исследования;сверхзвуковых течений в окрестности крыла с дозвуковой передней кромкой сопряжены с большими трудностями, и данные о влиянии ее скругления на аэродинамические характеристики крыла на этих режимах отсутствуют. Для исследования этого вопроса в результате испытаний в аэродинамической трубе были получены суммарные аэродинамические характеристики ряда треугольных крыльев со стреловидной острой и скругленной передними кромками и около- и сверхзвуковых скоростях потока. Результаты этого исследования приводятся в настоящей статье. Крылья крепились на тонком цилиндрическом фюзеляже с остроконечной передней частью в схеме среднеплана. Действующие на них силы измерялись аэродинамическими весами и относились к площади крыла с подфюзеляжной частью, одинаковой для всех моделей.

На фиг. 1 для исследованных крыльев показаны области углов атаки и чисел М полета а(М), соответствующие при различных углах стреловидности режиму течения с дозвуковой передней кромкой (область /); режиму течения со сверхзвуковой передней кромкой, когда скачок уплотнения отсоединен от острой кромки (область 2); режиму течения, когда скачок уплотнения присоединен к острой передней кромке (область 3). Для крыла с углом стреловидности х = 80° в области чисел М полета М-<10 область 3 отсутствует. Сплошная линия, разделяющая области 2 и 3 и соответствующая отсоединению скачка уплотнения от острой кромки крыла, рассчитана с учетом формы его профиля. Линия с мелкими штрихами соответствует режиму, на котором в эксперименте было достигнуто максимальное аэродинамическое качество. Числа Ие менялись в эксперименте в пределах нескольких миллионов.

При каждом угле стреловидности исследовались крылья с различным радиусом скругления передней кромки г. В качестве исходного выбран симметричный профиль продольного сечения крыла с острой передней кромкой и относительной толщиной с =0,04, образованный дугами окружности

где Ь — хорда профиля.

Деформация его при г = 0,15 с и г = 0,25с показана на фиг. 1 (масштаб по оси у взят в пять раз больше, чем по оси х).

На фиг. 2 приведены полученные при эксперименте поляры су(сх) и зависимость аэродинамического качества от коэффициента подъемной силы К (су) при различных числах М потока для крыльев с углами стреловидности х = 60° и 75е с острой и скругленной передней кромкой (г = 0 и 0,25с). На фиг. 3 показаны поляры индуктивного сопротивления крыла при х = 75°: cxi—cx~cxо» гДе Сг 0 — коэффициент сопротивления при су — 0. Там же приведены результаты расчета поляр индуктивного сопротивления для плоского крыла

без учета подсасывающей силы, когда равнодействующая аэродинамических сил на тонком крыле перпендикулярна его поверхности (штриховая линия):

cxi = cy\ga, (2)

с учетом подсасывающей силы при М <1 для крыла в несжимаемом газе с эллиптическим (оптимальным) распределением циркуляции скорости по размаху [3]:

cxi = с2у/~1, (3)

где /-—удлинение крыла. Зависимость су(а) бралась из эксперимента.

При М>1 и дозвуковой передней кромке поляра с учетом подсасывающей силы определялась по линейной теории [4] для треугольной пластины.

Полученные в эксперименте поляры индуктивного сопротивления крыльев с острой передней кромкой практически совпадают

с рассчитанной по (2) без подсасывающей силы как на режимах

с дозвуковой, так и со сверхзвуковой передней кромкой, когда скачок уплотнения присоединен к последней или отсоединен. У крыльев со скругленной передней кромкой, когда она дозвуковая (М.<2 для х = 60° и М-<3 для х = 75°), индуктивное сопротивление, полученное в эксперименте, меньше, чем у крыльев такой же стреловидности с острой передней кромкой. При М< 1, Су <0,1 оно близко к рассчитанному по (3) для оптимального распределения циркуляции скорости. Следовательно, острая передняя кромка крыла практически не создает подсасывающей силы, а скругленная дозвуковая передняя кромка создает подсасывающую силу и при сверхзвуковых скоростях полета. С ростом числа М полета влияние подсасывающей силы уменьшается, и в окрестности режима звуковой передней кромки (Mn=tl) поляры индуктивного сопротивления крыльев со скругленной кромкой приближаются к рассчитанной по (2) без учета подсасывающей силы.

\ = еос

\ - 75a

Cjc — 0,05 —OOb —0,03 —0,02 0,01 К * II M=0,S

J/ \grK к

JX ч.\

sf r ff

4 • l_ ¿4

1

0,25

0,25

C¿t

74 M=l,3 r M=J,3

5 / К i >•

°x *NpTÍ

0,25

0,25

Cx — 0,0 k —0,03 —0,02 —0,01 К h * H M=1,7 К t II N

5 J ^"C X J‘Cx

• r = 0 (í Ф 0J5c ° 0,25c

С,

01

-0,1

/ о .... . V У ¿г У . „ V' " 1 х' ^

/ У Го / у / ✓ /оУ у *

/ ♦ / / // л * // № ' < >> >•

гг Г м = 1 < ¥ ТГ А Т 1,3 \ М=1, 7 II V

о' 0 \ 0\ 0,0 7лГ схо

V \ ... . ^ ч '"»в

, эксперимент

• Г = 0 )

о 0,25с\

— по (2)

— по (3) при Л?£7 иламейноиУ

теории при М»■ 1 ] рвсче™

Фиг. 3

В результате у исследованных крыльев со скругленной кромкой (г <0,25с) при дозвуковых скоростях полета максимальное аэродинамическое качество заметно выше, а при сверхзвуковых скоростях полета и дозвуковой передней кромке не ниже, чем у крыльев такой же стреловидности с острой передней кромкой, ХОТЯ сх о у последних при М>1 меньше.

У крыльев со сверхзвуковой скругленной передней кромкой поляры индуктивного сопротивления практически совпадают с полярой, рассчитанной по (2) без учета подсасывающей силы и с полярой индуктивного сопротивления крыльев с острой кромкой, а аэродинамическое качество у них меньше, чем у крыльев с острой кромкой, и с ростом радиуса скругления уменьшается вследствие заметного возрастания сх0. Это соответствует результатам теоретических исследований, согласно которым сверхзвуковая скругленная кромка создает волновое сопротивление, при а-<10° практически не зависящее от угла атаки, и с изменением а меняется только давление в центральной части крыла, равнодействующая которого у тонких крыльев перпендикулярна их срединной поверхности [5].

На фиг. 4 показано изменение максимального аэродинамического качества исследованных крыльев в зависимости от стреловидности передней кромки при различных числах М полета. При М<2 увеличение стреловидности от •/ —60° до х = 80° сопровождается уменьшением /Стах. С ростом числа М полета это явление постепенно исчезает и при М>4 у крыльев со скругленной сверхзвуковой передней кромкой наблюдается обратное: с возрастанием стреловидности /Стах крыла увеличивается, приближаясь к величине /Стах крыла с острой кромкой. У крыльев с острой передней кромкой увеличение /Стах с ростом стреловидности начинается при числах М>7.

•r = 0 »4 0,15с_

о 0,25c

60° 70°

Г II

N

N,

ы-4

1

A7 = z

!Î=à8 SH' <7

y

w %7

60° 70° 60° 70° 60 70° \

Фиг. 4

Фиг. 5

CL

Для объяснения этого явления воспользуемся при М <2 полярой (3), а при М > 4 полярой (2). Тогда для треугольных крыльев с дозвуковой передней кромкой имеем следующее выражение для максимального аэродинамического качества: . .......

Кт3к = У^с^х/сх0. (4)

При дозвуковых скоростях полета стреловидность передней кромки крыла слабо влияет на величину сх0, и с ростом х величина /Стах должна уменьшаться, как это и получено в эксперименте. При сверхзвуковых скоростях полета волновое сопротивление при су = 0 уменьшается с ростом х тем сильнее, чем больше число М, и уменьшение /Стах с ростом х и М должно становиться не таким заметным.

Для крыльев со сверхзвуковой передней кромкой в области линейной зависимости су(а) имеем:

/Стах = 0,5 V С*1СХ о . (5)

Исследование крыльев при сверхзвуковых скоростях показывает, что при | а | < 20° ч-25°, М < 10 скругление передней кромки в пределах г — 0ч-0,25с слабо влияет на зависимость су(а), и в окрестности су — 0, в которой достигается Ктах, эта зависимость близка к линейной.

На фиг. 5 для исследованных крыльев показано изменение Су при су = 0 с ростом М. Там же приведены значения, рассчитанные по теории тонкого тела и по линейной теории для крыльев с дозвуковой и сверхзвуковой передними кромками. В окрестности М = 1 при х^-60° теория тонкого тела дает вполне удовлетворительные результаты, и чем больше х, тем больше соответствующая окрестность (при х = 60° она практически вырождается в точку; М = = 1,0). Линейная теория дает удовлетворительные результаты для тонких треугольных крыльев с симметричным профилем и на больших сверхзвуковых скоростях М<10. Поэтому на режимах со сверхзвуковой передней кромкой стреловидность весьма слабо влияет на величину Су, а волновое сопротивление скругленной передней кромки пропорционально сов3х:

ТттГРГ <6)

Согласно (5) и (6) С ростом X (уменьшением крыльев со

скругленной сверхзвуковой передней кромкой должно увеличиваться. У крыльев С острой передней кромкой уменьшение Сх о с ростом х происходит значительно медленнее, и соответственно зависимость Ктах(х) более пологая, чем у крыльев со скругленной передней кромкой.

Проведенные исследования показали, что на тонких крыльях с острой передней кромкой подсасывающая сила практически не реализуется. На крыльях со скругленной передней кромкой реализуется подсасывающая сила как при М<1, так и при М>1 при условии, что передняя кромка дозвуковая. Благодаря действию подсасывающей силы у крыла со скругленной дозвуковой передней кромкой увеличение волнового сопротивления при М>1 частично компенсируется уменьшением индуктивного сопротивления, и максимальное аэродинамическое качество у него может быть не меньше, чем у крыла с острой передней кромкой такой же стреловидности.

На режимах СО сверхзвуковой передней кромкой Ктах у крыла со скругленной передней кромкой меньше, чем у крыла с острой кромкой. С ростом стреловидности 60°<Х^80О величина /Гшах крыла СО скругленной кромкой увеличивается, приближаясь К /Стах крыла с острой передней кромкой.

ЛИТЕРАТУРА

1. Bertram М. Н., Henderson A. Recent hypersonic studies о! wing and body. ARS J., 1961, VIII, vol. 31, N 8.

2. Hors tin an n С. С., У as I. E. Leading edge of a swept blunt plate at hypersonic speeds. Proc. of the Aerospall Forum И Session Presented at the JAS 30-th Annual Meeting, New York, January, 22—24, 1962.

3. Глауэрт Г. Основы теории крыльев и винта, М.— Л., Гос-техиздат, 1931.

4. Ферри А. Аэродинамика сверхзвуковых течений. М. — Л., Гостехиздат, 1952.

5. Creager М. High altitude hvpervelocity flow over swept blunt glider wings. JAS Paper 1959, N 59—113.

Рукопись поступила 8! VI 1975 г.