Экспериментальные исследования влияния числа Re на аэродинамические характеристики комбинации крыло-корпус при числе м=8 Текст научной статьи по специальности «Механика и машиностроение»

УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ Ц АГ И Томі 1970

№ 6

УДК 629.782.015.3

ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫЕ ИССЛЕДОВАНИЯ ВЛИЯНИЯ ЧИСЛА 1*е НА АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ КОМБИНАЦИИ КРЫЛО—КОРПУС ПРИ ЧИСЛЕ М=8

Н. А. Благовещенский, К. К. Костюк, Б. А. Эльгудина

Приведены результаты экспериментальных исследований схематизированных моделей маневренного гиперзвукового летательного аппарата при числе М=8. Дано сравнение с результатами оценочных расчетов величины Ктзх Для изменения числа Ие в диапазоне 2-105—2-10е. Рассматриваются возможные способы снижения потерь Ктах на балансировку по тангажу.

Выбор формы маневренного гиперзвукового летательного аппарата в значительной степени определяется, с одной стороны, требованием получения заданной величины /<|[;ах при гиперзвуко-вых скоростях, с другой — необходимостью обеспечения объемов, достаточных для размещения полезной нагрузки. Вследствие этого при сравнении различных конфигураций часто используют зависимость Ятах от какого-либо безразмерного параметра, характеризующего объемную эффективность формы [например, Ктах = /(1/2/3/5), где V — объем, 5 — площадь в плане].

Экспериментальные исследования тел простейших форм обнаруживают общую тенденцию — уменьшение объемного параметра 1/2‘3/5' с увеличением Ктах. Эти исследования показывают также, что класс форм, обладающих высокими значениями гиперзвукового качества (например, Ктах^> 3), весьма узок. Поставленному условию удовлетворяют только тонкие тела с почти острыми передними кромками и носком. Учет дополнительного требования обеспечения удовлетворительных аэродинамических характеристик аппарата на режимах посадки приводит к еще более узкому классу допустимых конфигураций типа крыло —корпус с низкими значениями объемного параметра. Следует отметить, что можно увеличить объемную эффективность при сохранении высоких значений гиперзвукового качества, если использовать тонкие, сильно вытянутые тела. Однако для получения удовлетворительных характеристик на посадочных режимах в этом случае потребуется применение выдвижных крыльев.

Для представляющих практический интерес сложных форм достаточно точное определение аэродинамических характеристик требует проведения специальных дорогостоящих экспериментов в трубах. Такой путь вряд ли пригоден на начальной стадии проектирования, когда приходится производить оценку аэродинамических характеристик большого числа вариантов формы аппарата. В этом случае для отдельных сравнительно узких классов форм полезными могут оказаться простые инженерные приемы расчета, опирающиеся, с одной стороны, на достаточно надежные экспериментальные результаты для схематизированных конфигураций рассматриваемого класса, с другой — на известные в настоящее время результаты исследований обтекания простейших тел и простые расчетные методы.

Ниже рассмотрены результаты исследований аэродинамических характеристик конфигураций типа крыло —корпус, удовлетворяющих условию /Сшах>3 с учетом присущих реальным аппаратам потерь качества при уменьшении числа Re и обеспечении продольной балансировки статически устойчивого аппарата.

ВЛИЯНИЕ ЧИСЛА Re НА ВЕЛИЧИНУ ГИПЕРЗВУКОВОГО /Стах НЕСБАЛАНСИРОВАННОГО АППАРАТА

Как уже отмечалось, высокие значения гиперзвукового качества могут быть достигнуты только при использовании тонких заостренных форм, значительную часть полного сопротивления которых составляет сопротивление, обусловленное вязкостью. В этих условиях изменение числа Re по траектории полета аппарата может сопровождаться заметными изменениями величины Ктах.

Экспериментальные результаты, положенные в основу оценки влияния числа Re на величину Kmayi, были получены при испытаниях двух схематизированных моделей крыло+корпус+киль в схеме низкоплан. Модели имели корпус с относительной площадью миделя /*„„/5 = 0,05 и величиной объемного параметра 1/2/3/5=0,12. У первой модели было крыло треугольной формы в плане (ln к = 78°), а у второй — оживальной. Толщина передних кромок, отнесвнная к длине корневой хорды, была одинаковой для обоих крыльев и составляла примерно 0,002 Ь0. На моделях был установлен центральный киль с относительной площадью ¿кил = 0,12.

Испытания проведены в гиперзвуковой аэродинамической трубе при 1,88- 105<iRe<Cl,85-106. Соответствующие изменения числа М составляли 7,86 Моо < 8, а отношение температуры поверхности модели к температуре торможения 0,78 •< Гстен/Гф.к<; 0,82. Измерения аэродинамических сил и момента тангажа осуществлялись с помощью трехкомпонентных тензометрических весов. Для регистрации результатов измерений был использован цифровой интегрирующий вольтметр.

Проведенные испытания показали, что в пределах исследованного диапазона чисел Re заметное изменение претерпевает только коэффициент с,о, в то время как изменения коэффициентов cv и тг малы. На фиг. 1 приведены результаты измерений коэффициента сх 0, полученные при многократных испытаниях модели с треугольным крылом. Здесь же нанесены результаты расчетов среднеквадратичной погрешности и показано ее изменение по числам Re (заштрихованная полоса). Для наглядности на тот же гра-

фик нанесены результаты приближенных расчетов отдельных компонентов коэффициента сопротивления; донного сх 0 дон; волнового в невязком течении схгоневяз, трения с учетом вязкого взаимодействия Схотр+взаим* Расчет волнового сопротивления в невязком потоке был проведен для несколько упрощенной конфигурации модели, в которой корпус был заменен полуконусом с миделем той же площади. Методика расчета основана на использовании расчетных значений давления для конуса, клиньев, заменяющих плоские элементы поверхности крыла, и затупленных передних кромок крыла и киля. Интерференция крыла и корпуса учтена путем рассмотрения двухскачковой модели течения. Сопротивле-

Фиг. 1

ние донного среза было определено на основании статистических данных по измерению донного давления в трубе. Сопротивление трения рассчитано в предположении ламинарного режима течения в пограничном слое пластины и конуса с учетом вязкого взаимодействия [1], И-

Полученные при эксперименте результаты свидетельствуют об удовлетворительной точности измерения силы сопротивления, допускающей получение оценок влияния числа Ие на аэродинамические характеристики и в первую очередь на величину Ктах конфигураций рассматриваемого класса.

Поскольку рассматриваемые высокие значения /Стах достигаются при малых углах атаки, для определения сопротивления, связанного с созданием подъемной силы, достаточно аппроксимировать малый участок поляры в окрестности точки (сх = сх 0; = 0).

Величину коэффициента схо для удобства расчетов желательно представить в возможно более простой форме, например, такой, как предложенная в работе [3]:

Сх 0 Сх 0 невяз А'У&э ,

где

'иа0 = Моо ~]/~Соо/Н^аа Ь 0.

(Здесь соо—коэффициент пропорциональности в линейной формуле зависимости вязкости от температуры).

В работе [3] обоснована возможность такого представления коэффициента сопротивления для случая тонких конусов, обтекаемых гиперзвуковым потоком газа, большим количеством экспериментальных и расчетных данных, охватывающих широкие диапазоны изменения как геометрических параметров моделей, так и параметров потока. Возможность приближенного представления

о,ог

• Ие‘1,88-х 2,9 о 4,8 * 3,55 ^ н У 18,5 105 х *

/ \агс ¡1 'уъ, *" Ьд/Г

0,005

1Г~

Фиг. 2

№ V

Л /

,/

/ л Л4 п П9 /7

-расчет

О

10 Фиг. 3

15 Ле-Ю'

коэффициента сх0 в виде линейной функции параметра “Роо Для конфигураций типа крыло—корпус подтверждается приведенными на фиг. 2 результатами трехкратных испытаний модели с треугольным крылом.

Приемлемость аппроксимации функции (сх — схо)=/{су) квадратичной зависимостью в узком диапазоне значений су •< Суктях иллю-

стрируется графиком, расположенным в правой части фиг. 2. На фиг. 3 показаны результаты расчетов /Стах=/(Не) при указанных упрощающих предположениях и дано сравнение их с экспериментальными данными для несбалансированных моделей.

Следует отметить, что рассмотрен только сравнительно узкий диапазон чисел Ие, за пределами которого падение Ктах при дальнейшем уменьшении числа 1^е будет гораздо более интенсивным, особенно для тонких моделей с заостренными кромками.

ПОТЕРИ АЭРОДИНАМИЧЕСКОГО КАЧЕСТВА НА БАЛАНСИРОВКУ

ПО ТАНГАЖУ

^Рассмотрим потери аэродинамического качества, связанные с ооеспечением балансировки аппарата на режимах полета.

Возможны два способа балансировки при заданном значении с •

1) с помощью обычных органов управления (типа элевонов), т. е. путем отклонения части исходной плоской несущей поверхности на некоторый угол;

2) путем специального профилирования всей площади несущей поверхности.

//

11 / УГ * 7 1

О.г

-лг*

-30’

X Хц.п, =0,ЮЪ0 Чц.т = О

0 0,2 су

■ ■ ~и,иі 0,02

ІЧчч

К -20°

Фиг. 4

Использование элевонов для балансировки при гиперзвуковых скоростях полета, как известно, ограничено по су и соответственно по а вследствие попадания отклоненных вверх органов управления в область аэродинамической тени. Однако для рассматриваемых конфигураций с высоким Ктп и малым абал = °'л'Шах эт0 ограничение несущественно. На примере модели с крылом оживальной формы в плане и элевонами иллюстрируются возможности этого способа балансировки (фиг. 4).

Исследование вопросов балансировки путем профилирования всего крыла связано с вопросом о выборе деформированной поверхности. Для получения ориентировочных данных о форме такой поверхности, обеспечивающей балансировку аппарата с малыми потерями качества, была использована теория Ньютона. На первом этапе рассматривались поверхности, местные углы наклона которых зависят только от координаты х (цилиндрическая деформация):

Уu.n=f(x).

На ЭЦВМ М-20 была решена вариационная задача определения профилированной нижней поверхности крыла заданной формы в плане, обеспечивающей при заданных значениях су и хц. т балан-

сировку аппарата с минимальным значением коэффициента сопротивления. Аналогичные задачи ранее рассматривались в работах [4] и [5].

Общее решение уравнения Эйлера, оптимального для профиля нижней поверхности, имеет вид

/‘-тИ-

где постоянные и X, определяются по заданным значениям су и Хц. т. С использованием результатов расчетов для двух случаев су бал = 0,05, Хц. г = 0,55 и су бал = 0,15, л:ц. т = 0,55 были изготовлены и испытаны две модели.

На фиг. 5 показаны полученные расчетом формы нижней поверхности обеих моделей и экспериментальные и расчетные значения аэродинамических характеристик.

Для сравнительной оценки обоих способов балансировки на фиг. 6 приведены экспериментально полученные зависимости Квал — =/(£убал). В дополнение к рассмотренному выше классу деформаций нижней поверхности крыла была рассмотрена пространственная деформация: ун. п=/(х, г). В этом случае уравнение нижней поверхности задавалось в форме ук. П = а0 х -|- х2 + а2 г"1 + аъ х* г2 при дополнительных условиях на передних кромках: уп.к = кх',

2л. к = ¿>о X + *2 + Ь2Х".

Таким образом, форма поверхности зависит от двух параметров, в качестве которых были взяты а2, а3.

Такой вид деформации может быть более предпочтительным с точки зрения конструктивных соображений. Для определения формы поверхности с помощью метода множителя Лагранжа решалась следующая задача на

_ х„т-0,55Ьв;т О___________________ условный экстремум

сх{а2; а3)>тШ при связях

Су(^2> а3) Су бал = 0;

(®2> а3) С у бал Хц. т == 0.

В качестве иллюстрации на фиг. 7 показана форма нижней поверхности, основные аэродинамические характеристики и сравнение расчетных и экспериментальных данных для случая бал = 0,1; ху. т = 0,5; к = 0,176.

Следует отметить, что полученные величины Кбал занимают промежуточное положение между результатами, полученными для случая балансировки с применением элевонов и случаем цилиндрической деформации нижней поверхности.

Все результаты экспериментов для сбалансированных моделей 'получены при максимально возможном числе Ие настоящих испытаний. Возможность применения использованных выше приближенных оценок влияния числа Ие к конфигурациям с неплоскими

Фиг. 6

Исходное Сечение 1'1

плоское крыло

ъш^Яит.

ся 3 области | азроЗинамичес-

Фиг. 7

крыльями показана на фиг. 8. Из данных фиг. 8 следует допустимость представления изменения коэффициента сх о по числам Ие в форме линейной функции параметра vx„ а также применимость предложенной выше методики расчета АГтах = /(Не) для модели с пространственно-деформированной нижней поверхностью, наиболее сильно отличающейся от несбалансированных моделей.

ВОЗМОЖНОСТИ УВЕЛИЧЕНИЯ ОБЪЕМА БЕЗ ЗНАЧИТЕЛЬНЫХ

ПОТЕРЬ КАЧЕСТВА

Рассмотрим возможность „заполнения“ области аэродинамической тени, образующейся при заданных значениях су бал, с целью увеличения объема аппарата без существенных потерь качества. На фиг. 9 показана такая возможность на примере моделей с пространственной деформацией нижней поверхности. Модели имели

одинаковую форму нижней поверхности. При переходе к модифицированной форме верхней поверхности корпуса значение объемного параметра У2'3^ увеличивалось более чем в 2 раза. Соответствующее снижение величин Ктах, достигаемых при почти полном

5 — Ученые записки № 6 65

уходе верхней поверхности аппарата в область тени, как видно из фиг. 9, невелико.

Следует отметить, что увеличение объема достигается за счет такого изменения формы корпуса, которое удобно для размещения полезной нагрузки.

ВЫВОДЫ

1. Необходимые для обеспечения маневренности гиперзвуко-вого летательного аппарата высокие значения аэродинамического качества существенно ограничивают допустимый класс форм, которые могут быть использованы при выборе аэродинамической компоновки. В частности, для компоновок с неизменяемой геометрией обеспечение высоких значений качества (/(max > 3) в сочетании с требованием обеспечения удовлетворительных посадочных характеристик приводит к конфигурациям типа крыло — корпус.

2. Для рассматриваемого класса форм уменьшение числа Re на

порядок (2-105<Re<С2- 10е) влечет за собой существенное снижение А^пах (ДЛ’шах = — 0,7-.-0,8) несбалансированных моделей. При

дальнейшем снижении числа Re следует ожидать еще более интенсивного падения величин Kmах-

3. В исследованном диапазоне режимов течения с помощью простых инженерных методов расчета можно получить оценки изменения величины /Стах по числам Re.

4. Балансировка аппарата по тангажу на режимах, близких к Ктах, может быть осуществлена как с помощью элевонов обычного типа, так и путем специальной деформации нижней поверхности аппарата.

5. Сравнение потерь качества на балансировку при одинаковых значениях cv бал и ха. т указывает на преимущества использования деформированной поверхности по сравнению с элевонами, причем с ростом значений сУбал эти преимущества становятся все более ощутимыми.

6. При достаточно больших значениях Субал путем изменения формы верхней поверхности можно значительно улучшить объемную эффективность аппарата без заметного снижения /Стах-

ЛИТЕРАТУРА

1. Г а л к и н В. С., Ж б а к о в а А. В., Н и к о л а е в В. С. Аэродинамические характеристики пластины под углом атаки в вязком гиперзвуковом потоке и вопросы моделирования в вакуумных аэродинамических трубах. Труды ЦАГИ, вып. 1187, 1970.

2. Н и к о л а е в В. С. Расчет коэффициентов сопротивления трения и коэффициентов теплопередачи тонкого конуса при гиперзву-ковых скоростях потока с учетом взаимодействия пограничного слоя со скачком уплотнения. В сб. .Материалы к расчету сопротивления трения и теплопередачи различных тел при гиперзвуковых скоростях потока“. Труды ЦАГИ, вып. 937, 1964.

3. Whitfield Т. D., Griffith В. Т. Hypersonic viscous drag effects on blunt slender cones. AJAA Paper № 63—434.

4. Булыгина E. В., Яку б о Jl. Т. Гиперзвуковой летательный аппарат с самобалансирующейся поверхностью. Известия вузов. „Авиационная техника“, № 3, 1963.

5. Булыгина Е. В. Балансировка треугольного крыла при гиперзвуковых скоростях кривизной. Известия вузов. „Авиационная техника“, № 1, 1965.

Рукопись поступила 26[V 1970 г.