Трансзвуковое обтекание корневой области крыла с прямой и обратной стреловидностью

УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ Ц А Г И

Том XVI 1 985 №4

УДК 533.6.011.35 : 629.7.025.1 629.735.33.015.3.025.4

ТРАНСЗВУКОВОЕ ОБТЕКАНИЕ КОРНЕВОЙ ОБЛАСТИ КРЫЛА С ПРЯМОЙ И ОБРАТНОЙ СТРЕЛОВИДНОСТЬЮ

М. Н. Некрасова

Приведены результаты исследований распределения давления на отсеке крыла с углом стреловидности х=±45° при околозвуковых скоростях потока. Рассмотрены особенности течения в местной сверхзвуковой зоне и определены значения коэффициента сопротивления давления сечений в корневой области крыла с прямой и обратной стреловидностью.

В ряде работ по стреловидным крыльям рассмотрены основные особенности их аэродинамики при различных режимах полета. Уже в первых работах по изучению обтекания крыльев с обратной стреловидностью обнаружены срывы потока с поверхности корневых сечений, несвойственные крыльям с прямой стреловидностью [1, 2]. При этом концевые сечения крыльев с обратной стреловидностью обтекаются безотрывно в сравнительно большом диапазоне углов атаки; это позволяет сохранить демпфирующие свойства, продольную устойчивость и эффективность элеронов в несколько большем диапазоне углов атаки, чем у модели с крыльями прямой стреловидности [2].

В последнее время повысился интерес к изучению аэродинамических характеристик крыльев с обратной стреловидностью и возможностей их использования на самолетах определенного класса.

В работе представлены некоторые результаты экспериментальных исследований распределения давления в сечениях крыльев с прямой и обратной стреловидностью при трансзвуковых скоростях потока и дано сопоставление полученных в эксперименте отдельных закономерностей с результатами расчетов [3].

В проведенных ранее экспериментальных исследованиях распределения давления на моделях изолированных стреловидных крыльев и на моделях полукрыльев, закрепленных на стенке трубы, показано, что при малых углах атаки наблюдается соответствие результатов друг с другом как по характеру обтекания, так и по аэродинамическим коэффициентам подъемной силы су и сопротивления давления сх д во всех сечениях крыла, включая сечение, расположенное вблизи стенки [4].

Экспериментальное исследование проведено на модели крыла со стреловидностью 7=45°, удлинением Я=3, сужением т) = 1, расположенной между стенками трубы (рис. 1). Модель крыла составлена из симметричного профиля с максимальной толщиной Стах =7,07%.

Давление измерено в трех сечениях крыла: в сечении 1, расположенном вблизи стенки трубы (2=90 мм или 25% хорды крыла) и соответствующем сечению в корневой области крыла с прямой стреловидностью; в сечении 2, расположенном в центре отсека и соответствующем сечению в области скольжения, и в сечении 3, расположенном вблизи другой стенки трубы (г=90 мм) и соответствующем сечению в корневой области крыла с обратной стреловидностью.

Испытания проведены при числах М<„=0,8-*-1,6 на углах атаки а=0-^6°; числа 1^еь составляют (5,2н-6,2) • 106 (Ь—-хорда сечения).

В результате эксперимента установлено, что в широком диапазоне околозвуковых скоростей потока обтекание сечения вблизи корня крыла с обратной стреловид-

нортью %=—45° оказывается существенно отличным от известного обтекания корневого сечения крыла прямой стреловидности как по величине возникающих на поверхности сечения разрежений, так и по расположению их вдоль по хорде (см. рис. 1).

На рис. 1 указаны соответствующие звуковой скорости критические значения коэффициента давления для прямого крыла — сР Кр и для скользящего крыла —

СР кр %'

Ср кр —

>+1

1 +

м:

ср кр X —

+

— 1

* ««2 — м

2 03

еде М00= ^/а, V—скорость невозмущенного потока, а — скорость звука, —

показатель адиабаты (для воздуха к. = 1,4).

По значениям коэффициента ср подсчитаны местные числа М.1 на контуре профиля:

Следует отметить, что все приведенные выше соотношения справедливы в случае адиабатического течения газа.

Из материалов исследований видно, что в сечении 3 крыла обратной стреловидности сверхзвуковые скорости возникают при меньших числах Моо, а точка, где возникает скорость звука (так называемая звуковая точка), располагается ближе к носку крыла, чем это имеет место в сечении 1 крыла прямой стреловидности (рис. 1). Данные по расположению звуковой точки в корневом сечении крыльев прямой стреловидности Х=30, 45, 60° имеются в работе [5].

Из экспериментальных и расчетных исследований [3] известно, что в непосредственной близости от передней критической точки закон изменения скорости течения по углам наклона контура профиля — 0 близок к линейному для широкого класса профилей с эпюрой давления так называемого «полочного» типа. У скользящего крыла на разделяющей линии тока вектор скорости направлен вдоль размаха крыла,

а далее вдоль по хорде сильно меняет свое направление. Зависимость местного числа М1 от угла наклона контура профиля в сечении по патоку—1Л1=((д) оказывается нелинейной. При этом в диапазоне небольших углов 0 эти кривые имеют примерно одинаковый наклон для различных сечений крыла одной стреловидности и соответствуют расчетным зависимостям по линейной теории для скользящего крыла [3].

Отмеченная закономерность наблюдается и в сечениях исследованного отсека крыла, включая сечение в корневой области крыла обратной стреловидности — сечение 3 (рис. 2).

На основании экспериментальных исследований ЦАГИ установлено, что ускорение потока в местной сверхзвуковой зоне на профиле примерно вдвое меньше ускорения неограниченного сверхзвукового потока в течении Прандтля—Майера.

При экспериментальных и расчетных исследованиях скользящих и стреловидных крыльев [3, 6] обнаружено, что ускорение потока в начале местной сверхзвуковой зоны скользящего крыла и в сечениях крыла с прямой стреловидностью оказывается меньше, чем ускорение потока на поверхности изолированного профиля, и существенно зависит от угла скольжения.

На рис. 3 и 4 для сечений 1, 2, 3 исследованного крыла приведены зависимости ДМ^/ДО), где ДМ, = М! —1, Д0 = 0О —в; 60 —угол наклона поверхности в звуковой точке.

Как видно из рис. 3, описанная выше зависимость ускорения сверхзвукового потока от угла наклона поверхности профиля у крыла прямой стреловидности имеет место и в сечении крыла с обратной стреловидностью. Полученная из эксперимент гальных исследований обтекания сечений стреловидных крыльев с Х=45° и —45а

кривая ДМ1=^(Д0) при углах Д0=О-И8° хорошо согласуется с расчетной кривой для скользящего крыла (см. рис. 3).

Вслед за расширением сверхзвукового потока в местной сверхзвуковой зоне на профиле и сечении крыла происходит его сжатие. Форма крыла в плане и форма поверхности оказывают значительное влияние на характер перехода сверхзвукового течения в дозвуковое; в одних случаях происходит частичное или полное изоэнтро-пическое сжатие сверхзвукового потока, а в других случаях вслед за расширением потока сразу возникает скачок уплотнения. Например, в корневых сечениях стреловидных крыльев с так называемыми «пиковыми» профилями имеет место полное изоэнтропическое сжатие сверхзвукового потока на отдельных режимах обтекания [6].

В работе рассмотрены особенности в распределении местных сверхзвуковых скоростей по поверхности сечений стреловидного крыла, в том числе по поверхности сечения 2, 'где проявляется эффект скольжения.

Согласно теоретическим соотношениям [1] дозвуковой характер обтекания скользящего крыла сохраняется до тех пор, пока нормальная к передней кромке состав-

7— «Ученые записки» № 4

97

ляющая скорости Vп не достигнет местной скорости звука. При этом реализуется бес-скачковое торможение сверхзвукового потока на поверхности скользящего крыла и на стреловидном крыле в области, где имеет место эффект скольжения.

На рис. 4, а и б приведен пример бесскачкового торможения сверхзвукового потока в сечении 2 при Мсо = 0,95 и а=0. При увеличении числа М„ и угла атаки скорость Уп становится звуковой — достигается значение Мкр ^ и далее возникают скачки уплотнения. На рис. 4, в показана зависимость от угла наклона поверхности крыла величины ДМ1 для рассматриваемых сечений. У крыла с обратной стреловидностью согласование этой зависимости с теоретической кривой, приведенной на рис. 3, наблюдается в значительно большем диапазоне углов Д6, чем у крыла с прямой стреловидностью.

Знак угла стреловидности оказывает влияние как на величину максимальной сверхзвуковой скорости, которая достигается в сечениях крыла, так и на характер зависимостей ДМ1=/(А0) в области сжатия сверхзвукового потока.

По результатам измерения давления были вычислены коэффициенты подъемной силы и коэффициенты сопротивления давления Сх д в сечениях 1, 2, 3 (рис. 5 и 6).

В сечении 3 крыла обратной стреловидности образование значительного разрежения на верхней поверхности (см. рис. 1) обеспечивает высокие несущие свойства при безотрывном обтекании. При умеренных углах атаки сечение 3 крыла с %=—45° имеет наиболее высокие несущие свойства по сравнению с несущими свойствами других сечений в широком диапазоне трансзвуковых скоростей потока (рис. 5). Максимальное значение производной слу достигается: при числе Мсс = 1,05 в сечении 1, при числе Мао = 1,15 в сечениях 2 и при числе Мсо = 1,2 в сечении 3.

Особенности обтекания сечений наиболее полно отражаются на значениях коэффициента сопротивления. Наличие сравнительно большого разрежения в передней части в корневой области сечения крыла с обратной стреловидностью приводит к возрастанию отрицательного значения коэффициента сх д в некотором диапазоне дозвуковых скоростей (рис. 5) подобно тому, как это происходит в концевых сечениях крыльев прямой стреловидности. При наступлении волнового кризиса во всех сечениях стреловидного крыла интегралы давления изменяются в сторону возрастания сопротивления.

Согласно линейной теории для корневого сечения крыла с симметричным параболическим профилем при нулевом угле атаки коэффициент сопротивления давления составляет

32

с2

V

1 +•

tg аХ

- м!

1п

tgx

V 1-м£,

+

/1+

№

>

Расчеты по приведенному соотношению подтверждают, что в корневом сечении крыла с обратной стреловидностью имеют место отрицательные коэффициенты сх д, т. е. в этих сечениях возникает тяга.

Для крыльев со стреловидностью х=±45° на рис. 6 приведено сопоставление dc

экспериментальных кривых —/(М ) с расчетными кривыми по линейной теории

d М

г

для сечения £-=0,25 при а=0. Расчеты коэффициента сопротивления для корневой

области стреловидного крыла проведены без учета влияния скачка уплотнения и отрыва потока.

В сечении крыла с %=—45° экспериментальные и расчетные значения производ-dc

ной —£-2. практически совпадают вплоть до чисел М» = 0,9 н-0,91, т. е. до этих чисел dM

М„ волновое сопротивление в корневом сечении крыла с обратной стреловидностью (Х=—45°, сшах =7,07 при а=0) отсутствует (рис. 6). Сопоставление расчетных зависимостей с экспериментальными позволяет определить число Моо, соответствующее началу возникновения волнового кризиса, который оказывается (при а=0) более значительным и более ранним по числу Моо в корневом сечении крыла с прямой стреловидностью, чем в корневом сечении крыла с обратной стреловидностью (см. рис. 6).

При сверхзвуковых скоростях потока коэффициент сопротивления давления и темп возрастания этого коэффициента по числу М» в сечении 3 оказываются более значительными, чем в сечении 1 (рис. 5 и 6).

Благоприятные особенности обтекания корневой области крыла с обратной стреловидностью в области околозвуковых скоростей потока сохраняются в весьма ограниченном диапазоне углов атаки, зависящем от формы профиля и параметров потока (числа М», Re).

Рассмотрение эпюр давления в сечении 3 при а=4° (см. рис. 1) показывает, что при увеличении околозвуковых чисел Моо происходит развитие местных сверхзвуковых зон со значительными скоростями на верхней поверхности профиля; например, при Моо = 0,8-5-1,2 местные числа Mi в передней части сечения 3 составляют 1,72-ь 1,88. При этом на верхней поверхности крыла обратной стреловидности имеет место заметное вихревое течение, связанное с отрывом потока за скачком уплотнения в области задней кромки (рис. 1). Это влияет на величину коэффициента тангенциальной силы С( и коэффициента сопротивления в сечении 3. Из рис. 5, б видно, что характер изменения коэффициента ct по числам Моо при а=4° и а=0 и 2° оказывается различным.

Приведенные результаты исследований согласуются с результатами работы [7], где показано, что величина сх аэродинамической компоновки с крылом обратной стреловидности при околозвуковых скоростях несколько меньше, чем величина Сх соответствующей компоновки с крылом прямой стреловидности при а=0.

ЛИТЕРАТУРА

1. Струминский В. В. Аэродинамика стреловидных крыльев.—

Труды ЦАГИ, 1948.

2. С т р у м и и с к и й В. В., Юдин Г. А. Результаты экспериментальных исследований крыльев с обратной стреловидностью в аэродинамической трубе Т-102 ЦАГИ. — Технические отчеты ЦАГИ, 1948.

3. П а в л о в е ц Г. А., Н е к р а с о в а М. Н. О некоторых особенностях обтекания скользящих и стреловидных крыльев при дозвуковых и околозвуковых скоростях потока.— Труды ЦАГИ, 1981, вып. 2114.

4. Некрасова М. Н. Исследование физической картины обтекания стреловидных крыльев х=45° и 55° при околозвуковых скоростях потока. — Труды ЦАГИ, 1958, вып. 448.

5. Б о к с е р В. Д., Кириллов Л. Н., Николаева К. С., Серебрийский Я. М. Экспериментальное исследование особенностей обтекания корневого сечения стреловидного крыла при околозвуковых скоростях. — Ученые записки ЦАГИ, 1981, т. XII, № 1.

6. Некрасова М. Н. Обтекание корневого сверхкритического профиля в системе стреловидного крыла. — Ученые записки ЦАГИ, 1980. т. XI, № 1.

7. Потапова JI. А., Штейнберг Р. И. Волновое сопротивление крыла с прямой и обратной стреловидностью при околозвуковых: скоростях. — Ученые записки ЦАГИ, 1980, т. XI, № 3.

Рукопись поступила 2ЩШ T98S г.