CC BY
35
УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ Ц А Г И Т о м II 1971
№ 3
УДК 533.6.048.2
ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНОЕ ИССЛЕДОВАНИЕ РАСПРЕДЕЛЕНИЯ ДАВЛЕНИЯ НА ТЕЛЕ ВРАЩЕНИЯ СО СТРУЕЙ В СНОСЯЩЕМ ПОТОКЕ
А. Ф. Ра.жин, А. А. Савинов
Приведены результаты экспериментального исследования распределения давления и величины суммарной силы на теле вращения при наличии струи, которая вытекает из его нижней поверхности в сносящий дозвуковой поток.
Реактивная струя подъемного двигателя, вытекающая из нижней поверхности крыла, создает отрицательную подъемную силу, которая эквивалентна потере части импульса струи. В большинстве работ, посвященных этому вопросу, исследуется случай, когда струя вытекает из плоской поверхности [1]—[3]. Поскольку подъемные двигатели на самолетах вертикального и укороченного взлета и посадки могут быть установлены на фюзеляже или гондолах, представляет определенный интерес рассмотреть влияние струи в сносящем потоке на
аэродинамические характеристики тела вращения.
Экспериментальное исследование взаимодействия тела вращения и струи подъемного двигателя, вытекающей из нижней поверхности тела в сносящий поток, было проведено на модели, которая представляла собой цилиндр, составленный из передней и задней поворотных частей и центральной неподвижной части (фиг. 1). Носок модели был выполнен в виде половины эллипсоида враще-Фиг. 1 ния с осями 1:4. Удлинение
модели равнялось 15 при длине 1,5 м. На нижней поверхности неподвижной центральной части модели имелось круглое сопло диаметром 45 мм, из которого истекала струя сжатого воздуха нормально к оси модели. Сжатый воздух подавался к соплу через стойку-воздуховод в задней части модели. Поворотные цилиндрические части модели были дренированы вдоль одной образующей, а неподвижная часть была продренирована по всей поверхности, так чтобы при повороте на заданный угол переднего и заднего цилиндра образовывалась единая линия дренажных отверстий вдоль всей модели (см. фиг. 1).
Испытания проводились при нулевом угле атаки в диапазоне изменения отношения приведенной скорости потока к приведенной скорости струи
/V2
Р°° °°- = 0,083-4-0,75, где Род, Рс, Ус - соответственно плотность
Рс У\
и скорость потока и струи на срезе сопла. Изменение отношения приведенных скоростей осуществлялось изменением скорости набегающего потока в диапазоне от 25 до 75 м/сек при двух значениях скорости струи, равных 100 и 300 м/сек.
Тяга струи и приведенная скорость рс определялись в статических>-усло-виях путем измерения профиля полных давлений в двух взаимно перпендикулярных сечениях струи при различных значениях полного давления на срезе сопла.
V = 0500
Фиг. 2
Распределение давления по телу вращения измерялось как при наличии струи, так и без струи. По результатам этих измерений определялись разности значений коэффициентов давлений, измеренных со_ струей рс и без струи р0, т. е. приращения коэффициентов давления р = рс~ Ро-
На фиг. 2 приведены изобары приращений коэффициентов давления на нижней поверхности тела вращения со струей, вытекающей из его нижней поверхности, при различных значениях отношения приведенных скоростей. Изобары спроектированы на горизонтальную плоскость симметрии тела вращения. Анализ полей давления показывает, что на большей части нижней поверхности тела вращения, так же как и на плоской стенке [1], возникают значительные разрежения. При малых значениях V, соответствующих малой скорости набегающего потока, практически на всей нижней поверхности тела вращения возникают отрицательные приращения давления. По мере роста У или при постоянной скорости струи по мере увеличения скорости набегающего потока зона положительных приращений давления перед струей интенсивно расширяется, а зона Отрицательных давлений смещается вниз по потоку и постепенно уменьшается по своим размерам. Как и в случае крыла [3], такой характер расположения зон повышенного и пониженного давления около струи на нижней поверхности тела вращения и их изменение при увеличении скорости набегающего потока
8 миф
-г О
является одним из косвенных доказательств того, что основным источником этих возмущений является обтекание струи набегающим потоком. Если бы основным фактором было подсасывающее действие струи, то расположение зон повышенного и пониженного давления носило бы прямо противоположный характер.
Изобары приращений давления на верхней поверхности тела вращения при наличии струи, вытекающей из его нижней поверхности, приведены на фиг. 3. Известно, что, когда крыло имеет сравнительно большие размеры по отношению к размерам сопла, струя, вытекающая из нижней поверхности крыла, практически не оказывает влияния на обтекание его верхней поверхности [2]. На теле вращения, как это видно из фиг. 3, влияние струи распространяется на всю верхнюю поверхность (при отношении диаметра тела вращения к диаметру сопла, равном 2,2). Однако величины разрежений на верхней поверхности значительно меньше по абсолютной величине, чем на нижней, и они интенсивно уменьшаются при увеличении скорости набегающего потока.
Суммарные величины сил ДК, отнесенные к тяге струи Т, которые возникают на верхней и нижней поверхности тела вращения в результате взаимодействия струи с набегающим потоком, приведены на фиг. 4 и 5. Эти силы получены интегрированием приращений давления по верхней и нижней поверхности тела вращения вокруг струи для различных длин цилиндрической части модели (« = «<./«, где 5С, в — соответственно площадь сопла и боковой поверхности цилиндрической части модели определенной длины). Видно, что почти во всем исследованном диапазоне отношения приведенных скоростей на верхней поверхности возникает положительная подъемная сила (см. фиг. 4), в то время как на нижней поверхности индуцируемая подъемная сила отрицательна и значительно ■больше по абсолютной величине (см. фиг. 5). В результате интерференция тела вращения и струи, вытекающей из его нижней поверхности в сносящий поток, приводит, как и в случае крыла, к весьма существенным потерям тяги струи.
ЛИТЕРАТУРА
1. Bradbury L. J. S., Wood М. N. The static pressure distribution around a circular jet exhausting normally from a plane wall into an airstream. ARC CP № 822, 1964.
2. W i 11 i a m s J., W о о d M. N. Aerodinamic interference effects with jet-lift V/STOL aircraft under static and forward-speed conditions. Z. Flugwiss, № 7, 1967.
3. Арнольдов В. H., Гордон М. Г., Савинов А. А. Интерференция крыла и струи в сносящем потоке. .Ученые записки ЦАГИ“, т. 1, № 3, 1970.
Рукопись поступила 13/Х 1970 г.
