Влияние затупления носовой части крыла умеренной стреловидности на аэродинамические характеристики модели самолета при дозвуковых и околозвуковых скоростях

Том XX

УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ ЦАГИ 1989

№ 2

УДК 629.735.33.015.017.2.016.82

ВЛИЯНИЕ ЗАТУПЛЕНИЯ НОСОВОЙ ЧАСТИ КРЫЛА УМЕРЕННОЙ СТРЕЛОВИДНОСТИ НА АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ МОДЕЛИ САМОЛЕТА ПРИ ДОЗВУКОВЫХ и околозвуковых скоростях

А. Е. Гончар, В. А. Журавлев, В. П. Казневский, Д. П. Кроткое

Приведены аэродинамические характеристики модели самолета с крылом умеренной стреловидности (хп к«40°) при различном затуплении носовой части профиля, выполненным на нижней поверхности крыла. Экспериментальные исследования модели самолета проведены при до- и околозвуковых скоростях (М = 0,6-^0,9) в диапазоне углов атаки а =— 2°-е-28°. Показано, что затупление носовой части крыла позволяет увеличить максимальное аэродинамическое качество (/Стах) модели самолета при дозвуковых скоростях (М = 0,6; 0,7) и аэродинамическое качество на больших углах атаки при до- и околозвуковых скоростях (М = 0,6 0,9).

Вопросам улучшения аэродинамических характеристик маневренных летательных аппаратов на больших углах атаки в последние годы уделяется достаточно большое внимание. С этой целью у нас в стране и за рубежом ведется интенсивный поиск приемлемых аэродинамических средств. Для самолетов с тонким крылом наиболее перспективной представляется концепция аэродинамической компоновки с адаптивным крылом, обеспечивающим безударный вход потока на переднюю кромку и реализация на крыле подсасывающей силы. С этой целью используются отклоняемые носки крыла, пространственная деформация и т. д. Степень реализации подсасывающей силы крыла можно повысить, увеличивая радиус затупления носовой части с помощью надувных протекторов, которые могут быть расположены на нижней или на верхней поверхностях крыла.

Работы по исследованию затупления передней кромки профиля проводились и ранее [1]. В последние годы в связи с появлением новых высокопрочных растяжимых материалов йновь проявился интерес к использованию надувных протекторов для изменения контура профиля крыла с целью улучшения аэродинамических характеристик летательных аппаратов.

В ЦАГИ был спроектирован и изготовлен отсек модели крыла с надувной камерой, расположенной на нижней поверхности носовой части крыла и изготовленной из высокопрочного материала. Работоспособность камеры была проверена в аэродинамической трубе при дозвуковых скоростях потока и больших углах атаки. Испытания показали устойчивое поведение формы профиля крыла с протекторным материалом при различном давлении в камере без возникновения складок и волн на поверхности крыла. Работы по практическому использованию надувных протекторов ведутся и за рубежом, например, в работе [2] протекторная камера располагалась на верхней поверхности крыла.

В данной работе надувной протектор имитировался жесткими металлическими накладками различного радиуса затупления, которые устанавливались на нижней поверхности носовой части крыла (рис. 1). Величина затупления характеризовалась относительным радиусом /?н =

-й1*- , где /?и — радиус затупления, Вш — местная хорда крыла.

Испытания модели самолета проведены при дозвуковых и околозвуковых скоростях в диапазоне углов атаки а = — 2° — 28°. Аэродинамические характеристики модели с различными радиусами затупления носовой части крыла представлены на рис. 1—5.

Видно, что затупление носовой части крыла приводит к увеличению максимального аэродинамического качества при дозвуковых скоростях (М= 0,6; 0.7) и аэродинамического качества

на больших углах атаки (с„ > су к шах) при до- и околозвуковых скоростях (М = 0,6 . .. 0,9) — рис. 1 и 2. Величина приращения Л/Стах и аэродинамического качества зависит от радиуса затупления и скорости потока. При дозвуковых скоростях (М = 0,6; 0,7) увеличение радиуса затупления приводит к приращению максимального аэродинамического качества, однако имеется оптимальный радиус (/?„ ~ 0,022), после которого дальнейшее увеличение затуплеиия приводит к уменьшению приращения максимального аэродинамического качества модели самолета (см. рис. 1). При переходе к околозвуковым скоростям (М>0,7) величина приращения ДКтах уменьшается. При числе М = 0,8 небольшое затупление носовой части (/?„ = 0,02) практически не влияет на величину /Стах, переход к большему затуплению (/?„ да 0,04) вызывает снижение максимального аэродинамического качества модели самолета (см. рис. 2). При М = 0,9 затупление носовой части крыла приводит к уменьшению Ктах модели самолета.

При больших су (с, >1,0) наибольшее затупление носовой части крыла обеспечивает максимальное приращение величины Л/С модели самолета (см. рис. 2).

На рис. 3 представлены полные и индуктивные без учета коэффициента су поляры модели самолета с различным радиусом затупления носовой части крыла. Затупление крыла приводит к уменьшению крутизны индуктивной поляры. Кроме того, затупление носовой части крыла вызывает существенное приращение коэффициента минимального сопротивления (рис. 4). При дозвуковых скоростях приращение коэффициента минимального сопротивления ДсХт(п линейно возрастает при увеличении радиуса затупления носовой части, при околозвуковых ско-

Рис. З

Рис. 4

еи

1,0

V

f -о-П^О

JT -<— 0,02

1 . - у I II.  jf -+- 0,04 У I | I I I I

1°° $ 10° 20° ос

а

Рис. 5

ростях зависимость Дслт1П — /(Я„) имеет нелинейный характер, что связано с возникновением на затупленной носовой части крыла дополнительного волнового сопротивления.

Однако эти отрицательные эффекты компенсируются значительным ростом коэффициента с*, что и обеспечивает приращение аэродинамического качества модели самолета при больших углах атаки (с* > су к тах).

На рис. 5 показано влияние затупления носовой части крыла на несущие свойства модели самолета. Затупление крыла мало влияет на величину производной с* но приводит к расширению диапазона углов атаки с безотрывным обтеканием, что вызывает увеличение несущих свойств при больших углах атаки. Диапазон углов атаки с безотрывным обтеканием и величина приращения ДСу зависят от скорости набегающего потока. При увеличении числа М диапазон углов атаки с безотрывным обтеканием и значение приращения Асу уменьшаются.

Влияние затупления крыла на моментные характеристики и величину продольной устойчивости модели самолета приведено на рис. 5. Видно, что затупление носовой части крыла вызывает снижение запаса продольной устойчивости. Увеличение степени затупления приводит к уменьшению запаса продольной устойчивости модели самолета. Наличие на крыле затупления вызывает появление дополнительного начального момента на пикирование Дт,0, величина которого возрастает при увеличении радиуса затупления.

ЛИТЕРАТУРА

1. С в и ще в Г. П. Исследование профиля малого сопротивления с различными деформациями носика, увеличивающими коэффициент максимальной подъемной силы. — Труды ЦАГИ, 1946.

2. Harris J. W„ Wit mer D. В. Variable geometry airfoils using inflatable surfaces. — AIAA Paper N 84-0072, 1984.

Рукопись поступила 30/XU 1987 г.