Исследование обтекания и аэродинамических характеристик плоских несимметричных хвостовых частей двигателей

Том XXXVIII

УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ ЦАГИ 20 0 7

№ 1 — 2

УДК 629.7.015.3.036:533.695.7 533.6.071.082:629.7.03

ИССЛЕДОВАНИЕ ОБТЕКАНИЯ И АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК ПЛОСКИХ НЕСИММЕТРИЧНЫХ ХВОСТОВЫХ ЧАСТЕЙ ДВИГАТЕЛЕЙ

Е. Н. КАЛАЧЕВ, Г. Н. ЛАВРУХИН, К. Ф. ПОПОВИЧ

Приведены результаты аэродинамических и физических исследований характеристик несимметричных плоских хвостовых частей перспективных двигателей. Исследована картина обтекания таких хвостовых частей турбулентным дозвуковым потоком. Определены вертикальная и горизонтальная составляющие аэродинамической силы, действующей на несимметричную хвостовую часть, и момент от этой силы. Приведено сравнение характеристик несимметричных плоских хвостовых частей с плоскими симметричными и круглыми хвостовыми частями. Показано, что несимметричные плоские хвостовые части имеют повышенное сопротивление по сравнению с эквивалентными симметричными плоскими и круглыми хвостовыми частями. Показан способ снижения сопротивления несимметричных плоских хвостовых частей до уровня симметричных плоских хвостовых частей.

1. Проблема исследования характеристик несимметричных хвостовых частей возникает в связи с практическими задачами при использовании в авиации, например, отклонения вектора тяги реактивных сопел, несимметричных фюзеляжей транспортной авиации и может рассматриваться как самостоятельная задача изучения обтекания тел такого класса с целью выяснения общих свойств и особенностей по сравнению с эквивалентными симметричными плоскими или круглыми хвостовыми частями. Одной из особенностей обтекания несимметричной хвостовой части является очевидная неравномерность обтекания верхней и нижней поверхностей и возникновение вертикальной составляющей силы, действующей на эту хвостовую часть. При этом имеются также особенности, связанные с краевыми эффектами обтекания трехмерных тел при переходе течения от осесимметричного к плоскому, и возникает необходимость оценки влияния трехмерности обтекания на уровень внешнего сопротивления таких тел.

Первые результаты по исследованию характеристик изолированных трехмерных хвостовых частей с различным отношением ширины к высоте донного среза при до-, транс- и сверхзвуковых скоростях внешнего турбулентного потока получены в отечественных работах [1, 2]. Среди зарубежных следует отметить более позднюю работу [3], где приведены данные для пяти вариантов плоских симметричных хвостовых частей, а также работы [4 — 7] и др.

Ряд интересных результатов исследований плоских симметричных хвостовых частей был получен Соколовым В. Д., Михайловым Б. Н., Вафиным К. В., Головиной Н. В. и др.

Полученные в отечественной и зарубежной литературе данные показывают, что внешнее сопротивление плоских изолированных хвостовых частей вследствие краевых эффектов, по крайней мере, не ниже, а донное давление не выше характеристик изолированных осесимметричных хвостовых частей.

Показано также, что для осесимметричных и плоских хвостовых частей имеют место аналогичные явления: снижение внешнего сопротивления и возможность обеспечения

безотрывного обтекания при увеличении радиуса скругления угловой точки контура, реализация

повышенного статического давления на срезе (больше статического давления в набегающем потоке) при дозвуковых числах Мш и положительной интерференции реактивной струи и набегающего потока и др.

2. Экспериментальные результаты по характеристикам плоских несимметричных хвостовых частей в отечественной и зарубежной литературе до настоящего времени отсутствовали. Поэтому были проведены экспериментальные исследования трех тематических изолированных моделей плоских хвостовых частей со звуковым соплом, имеющих одинаковую степень сужения от

миделя до среза ^ ср = Н ср = 0.32, плавную форму внешнего контура Я >3 и достаточно большой угол наклона сужающегося контура у среза 0ср = 26° (рис. 1) (все линейные размеры хвостовых частей отнесены к высоте миделя Нм).

Исследования моделей проводились в трансзвуковой аэродинамической трубе с перфорированными стенками при до- и трансзвуковой скоростях внешнего потока М^ = 0.5 1.15; отношение площади миделя рабочей части АДТ к площади миделя модели — 47. Толщина потери импульса турбулентного пограничного слоя на начальном участке перед сужением хвостовой части 8*Н ~ 0.02, чи^ла ЯеН = (1 ^ 2) х 106.

Модели 1 и 2 были выполнены несимметричными, а модель 3 — симметричной с плоскими боковыми гранями. Основная идея формирования моделей заключалась в создании имитации отклонения вектора тяги сопла. При этом основное внимание уделялось именно трансформации определенным образом внешнего контура хвостовой части. Радиус скругления угловой точки

контура верхней и нижней поверхностей симметричной модели Я = 3.4, верхней поверхности

контура несимметричных моделей Я = 3.4 и 5.7. Угол сужения верхней и нижней поверхностей

у среза симметричной хвостовой части 0^, = 0^р = 26°. Угол сужения верхней поверхности

несимметричных хвостовых частей 0^р = 26°, нижней — 0^, = 0 .

Выбор контуров моделей, которые показаны различными линиями на рис. 1, осуществлялся следующим образом. Главным критерием выбора было сохранение одинаковых площадей (или высот) миделя и среза моделей; отношение Нср/Нм = 0.32.

Хвостовая часть я ^хв.ч Ажр евр енр Нср Рор Рм Примечания

© 3.4 2.18 1.49 о 40 2 0 0.32 0.32 несимметричная

© 5.7 2.82 2.50 о 40 2 0 0.32 0.32 несимметричная

© 3.4 1.49 1.49 о 40 2 о 40 2 0.32 0.32 симметричная

эквивалентный © прямоугольный цилиндр — 1.82 — 0 0 1.00 1.00 симметричная

Рис. 1. Схемы и геометрические параметры исследованных моделей плоских хвостовых частей

За основу модели-аналога взята симметричная хвостовая часть 3 с плавным внешним контуром (Я = 3.4) и углами сужения верхней и нижней поверхностей 9^, = Э^р = 26°.

Вариант 1 несимметричной хвостовой части представлял собой трансформированную следующим образом модель 3: верхний контур повторяет контур модели 3, а за срезом модели 3

контур образован прямолинейным участком поверхности с тем же углом сужения 9ср = 26° ; этот

контур продолжен на такую длину, чтобы обеспечить нулевой угол сужения нижней поверхности

енр = 0 и сохранить, как у варианта 3, относительную высоту (или площадь) среза Нср = 0.32.

Основной задачей здесь являлась трансформация симметричного контура в несимметричный с сохранением верхнего угла сужения и относительной площади среза хвостовой части.

Вариант 2 несимметричной хвостовой части, имея те же значения 9^ = 26°, Нср = 0.32 и

енр = 0, отличался от варианта 1 боПлшіим радиусюм скруглення конура Я = 5.7 вместо

Я = 3.4 у моделей 1 и 3. При общей одинаковой длине моделей (вместе с переходным участком) от круглого сечения к прямоугольному Ь = 4 это увеличение радиуса скругления приводило к увеличению удлинения сужающейся хвостовой части от Ьхв2 = 2.18 у модели 1 до Ьхв2 = 2.82 у модели 2. Все модели имели одинаковое отношение ширины к высоте среза Вср/Нср = 3.3 (при Вм/Нм « 1).

Для исключения из измеренной величины внешнего сопротивления исследованных моделей сопротивления трения и сопротивления переходного участка модели от круглого сечения к плоскому исследовался вариант эквивалентного прямоугольного цилиндра (Нм = Нср, Вм = Вср) с той же формой переходного участка от круглого сечения к прямоугольному, что и у всех исследованных моделей (вариант 4 на рис. 1).

Все модели имели практически острые кромки на срезе сопла, образуя по внутреннему контуру звуковое прямоугольное сопло. Имитация реактивной струи плоского звукового сопла осуществлялась с помощью подвода холодного сжатого воздуха в полость модели. На все четыре исследованных модели могли быть установлены боковые симметричные овальные шайбы с целью устранения трехмерности обтекания и приближения обтекания верхней и нижней поверхностей к плоскому случаю; форма боковых шайб схематично показана на рис. 1.

3. Измеряемые и определяемые величины:

3.1. Осредненная величина относительного донного давления на срезе хвостовой части (при отсутствии реактивной струи рр = рд / ^).

3.2. Коэффициент внешнего сопротивления (сопротивления давления) хвостовых частей (продольной силы):

Х12 3 - X 4

=Н 4 , Рм = Вм м,

0.7М2 рх Рм

(1, 2, 3, 4 — номер исследованных моделей на рис. 1).

3.3. Коэффициент вертикальной составляющей аэродинамической силы, действующей на хвостовую часть:

У1,2,3 - У4

=

3.4. Коэффициент момента от силы У:

т 1,2,3- т 4

0.7М^Рм -1

3.5. Расстояние от среза хвостовых частей до точки приложения аэродинамической силы:

I =

1 у = Нм

- У

3.6. Относительная вертикальная составляющая Р у =

1, 2,3

Р„„

, где Р — идеальная тяга соп-

ла, определяемая по действительному измеренному расходу воздуха через исследуемые сопла.

4. Визуальная картина обтекания методом сажемасляного покрытия показала, что при дозвуковой скорости внешнего турбулентного потока Мот < 0.8 и при отсутствии реактивной струи все исследованные хвостовые части обтекаются без отрыва потока с ярко выраженными краевыми эффектами, вызванными перетеканием внешнего потока с боковых поверхностей на сужающиеся поверхности и растеканием потока от центральной вертикальной плоскости симметрии

у среза хвостовых частей (рис. 2). При этом достаточно ясно видно, что краевые эффекты, характеризующиеся изгибом предельных линий тока, оказываются более сильными (больший изгиб этих линий тока) для несимметричных хвостовых частей по сравнению с симметричной, а

для несимметричных — усиливаются с уменьшением радиуса скругления контура от Я =5.7 до

3.4, т. е. с увеличением кривизны контура.

Установка тонких боковых шайб способствует существенному уменьшению краевых эффектов, и предельные линии тока на большей части несимметричной хвостовой части

© симметричная Я = 3.4

Рис. 2. Спектры обтекания изолированных плоских хвостовых частей; М^ = 0.8; без струи

Рис. 3. Спектры обтекания плоских хвостовых частей: а, г — изолированные; б, в — с боковыми шайбами

Рис. 5. Характеристики изолированных хвостовых частей

без струи:

сх — коэффициент сопротивления (давления); су —

коэффициент вертикальной составляющей силы; ст — момент от вертикальной составляющей силы; рд донное

давление

относительное

Рис. 4. Влияние числа М» набегающего потока на оказываются при этом почти параллельными, а у аэродинамические харакгерисгики плоскж хшслжьк среза искривление этих линий ослабевает (рис.

3, а, б, в). Наличие реактивной струи приводит к образованию выпуклой зоны отрыва у среза сопла даже для симметричной хвостовой части (рис. 3, г).

5. Аэродинамические характеристики исследованных хвостовых частей при отсутствии реактивной струи представлены на рис. 4 — 6. Характер влияния числа М» на внешнее сопротивление несимметричных хвостовых частей аналогичен этому влиянию для симметричной плоской хвостовой части, а относительно слабое изменение величины сх с увеличением М» в диапазоне М» < 0.8 является следствием безотрывности обтекания изученных хвостовых частей, что показала визуализация обтекания (см. рис. 2).

Результаты исследований показали также, что внешнее сопротивление несимметричных хвостовых частей выше сопротивления эквивалентной симметричной плоской хвостовой части, а несимметричность обтекания вызывает возникновение направленной вверх (от плоской нижней грани к сужающейся верхней грани) вертикальной составляющей «У» и связанного с этой силой момента тг.

Характерно также, что если для симметричных плоских сужающихся хвостовых частей безотрывность обтекания сопровождается увеличением донного давления с ростом числа М» дозвукового турбулентного потока, то для несимметричных хвостовых частей, несмотря на безотрывность обтекания при М» < 0.8 (см. рис. 2), рост донного давления при М» < 0.9

практически отсутствует и уровень рд ниже статического

давления во внешнем невозмущенном потоке. Причиной этого, очевидно, является формирование течения около донного уступа различными углами сужения граней несимметричных хвостовых частей — одной

сужающейся с Э^р = 26° и тремя гранями с

нулевым углом сужения Эср = 0 (две боковые и

одна нижняя). Обтекание дон-

ного уступа с нулевым углом сужения граней (например, прямоугольного цилиндра — пунктирная кривая на рис. 4) сопровождается снижением величины рд с ростом Мот, а для

сужающейся хвостовой части (круглой или

плоской, например, варианта 3 — повышением

донного давления [1]; поэтому для

несимметричной хвостовой части происходит

взаимная компенсация двух этих факторов и

донное давление остается практически

постоянным при Мот < 0.9. Уровень донного

давления сужающихся плоских хвостовых частей

и изменение величины ря с ростом числа Моо как Рис. 6. Характеристики хвостовых частей с боковыми

тпяйбями (бе3 струи) симметричной плоской 3, так и несимметричных

хвостовых частей достаточно хорошо (в пределах

Лрд « 0.01 + 0.02) коррелируется с величиной донного давления за прямоугольным уступом с

учетом величины прироста рд сужающихся хвостовых частей, если угол сужения у вариантов

1 — 3 определен как интегральный угол Э по работе [1], т. е. с учетом изменения угла сужения по длине и периметру поперечного сечения

НК did, .

i ф

Кроме того, сравнение величин рд для двух несимметричных плоских хвостовых частей

показывает слабое влияние радиуса скругления контура R на донное давление, что было получено для осесимметричных хвостовых частей [8], а небольшое повышение давления рд у варианта 1

скорее вызвано увеличением интегрального угла сужения по сравнению с вариантом 2. Можно отметить также относительно слабое влияние числа М« в исследованном диапазоне на коэффициенты вертикальной составляющей и моментные характеристики несимметричных хвостовых частей (см. рис. 4).

Некоторое отличие от нуля значений су и ст для симметричной плоской хвостовой части 3

связано, по всей вероятности, с точностью измерений и (или) установки модели по оси АДТ, так как очевидно, что для симметричной модели значения су и ст должны быть равны нулю.

Сравнение аэродинамических характеристик изолированных плоских хвостовых частей дано на рис. 5, а при установке на них тонких боковых шайб — на рис. 6. В последнем случае сопротивление плоских боковых шайб исключалось из сопротивления моделей, поэтому измеренные величины на рис. 6 включают в себя только влияние боковых шайб на интегральные характеристики хвостовых частей вследствие изменения обтекания их по сравнению с

изолированными вариантами. Помимо отмеченных выше особенностей для несимметричных хвостовых частей, при анализе рис. 4 следует указать, что приближение течения к более плоскому из-за присутствия боковых шайб слабо изменяет величину донного давления на срезе и приводит к увеличению внешнего сопротивления, вертикальной силы и момента от действия этой силы. Рис. 5 и 6 показывают увеличение внешнего сопротивления и у симметричной плоской хвостовой части при наличии боковых шайб из-за снижения уровня статического давления на верхней поверхности вследствие приближения течения к более плоскому.

Более детальный анализ рис. 5 и 6 показывает, что как при отсутствии, так и при наличии боковых шайб коэффициент внешнего сопротивления несимметричной плоской хвостовой части

заметно выше, чем симметричной при одинаковых геометрических параметрах Fср ~ 0.32, ЭСр «26° и R = 3.4. Увеличение радиуса скругления контура несимметричной хвостовой части

от R = 3.4 до 5.7 почти вдвое снижает это превышение коэффициента сопротивления. Анализ значений су и ст несимметричных хвостовых частей показывает, что влияние боковых шайб и

радиуса скругления контура R на эти аэродинамические характеристики качественно аналогично их влиянию на коэффициент сопротивления сх, при этом установка боковых шайб приводит к увеличению су и ст примерно на 60 — 70% по сравнению с изолированной несимметричной хвостовой частью.

Следует также подчеркнуть, что построение контура плоских несимметричных хвостовых частей проводилось при сохранении постоянным угла сужения ЭСр = 26° верхней поверхности

при некотором удлинении хвостовой части по сравнению с симметричной (как показано на рис. 1). Полученные данные позволяют предположить, что если бы несимметричная хвостовая часть получалась из симметричной при сохранении удлинения, то условие обеспечения нулевого угла сужения нижней поверхности сопровождалось при F = const увеличением угла сужения верхней поверхности ЭСр > 26°, что привело бы к более высокому уровню внешнего сопротивления несимметричной хвостовой части (или, по крайней мере, не ниже, чем у варианта 1).

В заключение анализа аэродинамических характеристик рассмотренных хвостовых частей при отсутствии реактивной струи следует отметить, что вертикальная составляющая полной аэродинамической силы, действующей на несимметричную хвостовую часть, примерно в 4 раза больше осевой составляющей (отношение су/сх по рис. 4 — 6 составляет 3.5 — 4.5).

6. При наличии реактивной струи внутренние характеристики плоских сопел исключались из измеренных характеристик при M« Ф 0 пС Ф 0 (пС — степень понижения давления в соплах), поскольку предметом анализа являлись прежде всего внешнее сопротивление и вертикальная составляющая от внешнего обтекания (включая интерференцию реактивных струй и набегающего потока), как наиболее важные и наименее известные аэродинамические характеристики несимметричных хвостовых частей. Внутренние характеристики (М« = 0) при отклонении оси струи (вектора тяги) круглых и плоских сопел могут быть получены из работы

[9].

Диаграмма на рис. 7 дает представление о влиянии реактивной струи на внешнее сопротивление изолированных несимметричных плоских хвостовых частей (при пС « 2). Здесь же справа при пС «3.5 приведены для сравнения данные для плоских симметричных и осесимметричных хвостовых частей. Различные значения пС на левой и правой диаграммах не являются принципиальным моментом, поскольку качественный характер диаграмм остается одинаковым как

при пС = 2, так и при пС = 3.5. Количественные значения прежде всего величины коэффициента сопротивления определяются на левой и правой диаграммах, главным образом, величиной угла

сужения 0ср (26° на левой и 20° на правой диаграмме). Величина донного давления на диаграмме приведена только для случая без струи, поскольку при наличии реактивных струй исследованные модели имели практически острую кромку (нулевой донный срез) и понятие величины донного давления здесь не имеет смысла. Все хвостовые части, имеющие Я > 3, характеристики которых приведены на рис. 7, обтекаются при М» < 0.8 и отсутствии реактивной струи без отрыва потока. В связи с этим наличие реактивной струи приводит к положительной интерференции реактивной струи и внешнего дозвукового потока, что сопровождается снижением внешнего сопротивления по сравнению с тем же вариантом без струи всех рассмотренных типов моделей, включая и несимметричные плоские хвостовые части.

По данным рис. 7 можно проследить процесс возрастания внешнего сопротивления при переходе от осесимметричных к плоским, симметричным и плоским несимметричным хвостовым частям при отсутствии и при наличии реактивной струи, а также влияние радиуса скругления контура на внешнее сопротивление трех рассмотренных типов хвостовых частей. Так, при одинаковом радиусе скругления контура сопротивление плоской симметричной хвостовой части несколько возрастает по сравнению с сопротивлением эквивалентной осесимметричной хвостовой

части (0Ср = 20°), однако при наличии реактивной струи отличие их коэффициентов

сопротивления меньше 0.01. Увеличение угла сужения на срезе плоской симметричной хвостовой части

от 20 до 26° приводит к увеличению сх даже при боИльшем радиусе скругления (Я = 3 при 0Ср = 20° и Я = 3.4 при 0ср = 26°). Поскольку при отсутствии реактивной струи обе плоские симметричные хвостовые части обтекаются без отрыва потока, то причину такого повышения сопротивления для хвостовой части с 0ср = 26° следует, видимо, искать в меньшем уровне

восстановления давления у среза этой хвостовой части, поскольку донное давление при 0ср = 26°

ниже, чем донное давление при 0ср = 20° (рис. 7).

Рис. 7. Сравнение характеристик хвостовых частей

7. Анализ влияния радиуса скругления контура хвостовой части на коэффициент сопротивления позволяет сформулировать принцип выбора (или построения) контура несимметричных плоских хвостовых частей для уменьшения их внешнего сопротивления (рис. 8). Значения коэффициентов сопротивления различных типов хвостовых частей при отсутствии и при наличии реактивной струи построены на рис. 8 в зависимости от относительного радиуса скругления контура Я/Им (для плоских хвостовых частей Нм — высота миделевого сечения, для осесимметричных Нм = £>м). Характер зависимости cx = f (Я / Нм) отражает снижение внешнего сопротивления различных типов хвостовых частей при увеличении Я вследствие трех факторов: устранения отрыва у среза, снижения «пика разрежения» давления на поверхности хвостовой части на начальном участке сужения и повышения давления у ее среза до уровня, превышающего статическое давление во внешнем потоке. При этом влияние Я на величину сх можно разбить условно на две области:

а) Я < 3, где имеет место заметное снижение сх с увеличением Я;

б) область достаточно слабого снижения сх с ростом Я (Я > 3).

Построенный контур несимметричных хвостовых частей выбирался из условия одинаковой высоты (или площади) миделя с эквивалентной симметричной плоской хвостовой частью при Я/Нм = 3.4 и 5.7 (схемы а, б на рис. 8). Выбор значения Я основывался на возможности обеспечения безотрывного обтекания при М» < 0.8 по аналогии с симметричными плоскими или осесимметричными хвостовыми частями. Рис. 2 и 3 настоящей работы показывают безотрывность обтекания такого контура и для несимметричных плоских хвостовых частей. Однако следует отметить, что обтекание симметричной плоской хвостовой части сопровождается сжатием дозвукового потока за ее срезом как с верхней, так и с нижней стороны, что позволяет получить при безотрывном обтекании донное давление рд > 1 (см. рис. 7). Отличие в величине

рд характеризует отличие в восстановлении давления на поверхности хвостовой части у ее среза и повышенный уровень сх у несимметричных хвостовых частей.

Если для несимметричной плоской хвостовой части мысленно достроить нижнюю, симметричную относительно горизонтальной оси такую же хвостовую часть, как показано на схеме рис. 8, то получается гипотетическая хвостовая часть с удвоенной высотой миделя

Н = 2Нм (по сравнению с реальными исследованными хвостовыми частями б и в), обтекание которой,

с точки зрения сжатия потока к оси, эквивалентно обтеканию симметричной плоской хвостовой части а. Очевидно, что в этом случае выбранный для реальных несимметричных плоских хвостовых частей (1 и 2 на рис. 1) радиус округления контура Я/Нм = 3.3 и 5.7 для гипотетической хвостовой части оказывается

_ Я Я

вдвое меньше (Я =^^ =----------= 1.7 и 2.85

Нм 2Нм

соответственно). Величи] ны коэффициентов сопротивления сх несимметричных плоских хвостовых частей нанесены на рис. 8 именно для

значений Я, характеризующих гипотетические хвостовые части. В этом случае исследованные несимметричные хвостовые части попадают в область значений Я <3, где их коэффициент сопротивления еще в значительной степени зависит от Я и превышает значения сх, близкие к минимальным.

Исследование влияния относительного радиуса округления контура Я на величину сх на

основе гипотетической модели позволяет получить единую зависимость сх = f (Я) для

симметричных и несимметричных хвостовых частей, аналогичную полученным ранее

зависимостям для плоских и осесимметричных хвостовых частей с 0Ср = 20°. Кроме того, эта

единая зависимость показывает, что выбор радиуса скругления контура несимметричных плоских хвостовых частей для уменьшения сопротивления надо проводить не в высотах миделя реальной хвостовой части,

а в высотах миделя гипотетической хвостовой части Н = 2Нм; тогда величина радиуса

скругления Я/Нм = 6.8, т. е. Я / Нм = 3.4 позволяет обеспечить такое же значение коэффициента сопротивления несимметричной хвостовой части, что и у эквивалентной симметричной хвостовой части (а на рис. 8 или 3 на рис. 1) как при отсутствии, так и при наличии реактивной струи. Поэтому важным выводом, который следует из данных рис. 8, является то, что для получения значений сх, близких к минимальному, радиус скругления контура несимметричной плоской хвостовой части должен быть выбран не Я = 5 г 6Нм, как для симметричной плоской хвостовой части,

а примерно вдвое большим, т. е. Я = 10 г 12Нм.

Мв = 0.7 ч-0.8; без струи

0 1 2 3 4 5 6 н/н

симметричная несимметричные гипотетическая

плоская хв. часть

а\ <51

Рис. 8. Зависимость внешнего сопротивления хвостовых частей от формы внешнего контура

Этот вывод аналогичен тому, что удлинение несимметричной хвостовой части необходимо выбирать, основываясь на данных по

удлинению симметричных плоских хвостовых частей, не в долях миделя Нм реальной хвостовой части, а в долях гипотетической хвостовой части с удвоенной высотой миделя

Н = 2 Н м.

8. Диаграмма на рис. 9 иллюстрирует величину вертикальной аэродинамической составляющей внешней силы, действующей на несимметричные хвостовые части, и точку (или

сечение, где эта сила приложена). Величина Ру

выражена в долях идеальной тяги сопла при пс = 2, в том числе и при отсутствии реактивной струи. Определенное по измерениям вертикальной составляющей силы Ру и момента ш2 от этой силы расстояние до точки

приложения

вертикальной

силы

Ь

у

Рис. 9. Вертикальная составляющая силы, действующей на несимметричные хвостовые части

отсчитывается от среза хвостовой части (от среза сопла) и выражено в долях высоты миделя Нм. Измеренные значения Ру и Ьу приведены как для изолированных моделей, так и при наличии вертикальных боковых шайб, способствующих трансформации обтекания несимметричных хвостовых частей от пространственного к плоскому. Пунктиром на рис. 9 указаны соответствующие значения Ру и Ьу при отсутствии реактивной струи (отнесены условно к идеальной тяге сопла при пс = 2); отличие уровней значений, изображенных сплошными и пунктирными линиями, представляет собой влияние реактивной струи на обтекание и измеренные интегральные характеристики (т. е. влияние интерференции реактивной струи и внешнего дозвукового потока).

Анализ диаграмм на рис. 9 показывает, что величина вертикальной составляющей действующей силы ~20% идеальной тяги сопла для изолированных моделей, имеющих пространственное обтекание, и оказывается почти в два раза больше при наличии боковых шайб, способствующих трансформации обтекания их к более плоскому. При этом следует отметить, что рассмотренная модификация плоской симметричной хвостовой части в несимметричную отражает отклонение вектора тяги звукового сопла, которое для рассматриваемого случая, при

отсутствии внешнего потока, соответствует углу отклонения оси струи ~ на 12° и величине Ру = 0.2. Поэтому отличие пунктирных и сплошных линий на диаграммах рис. 9 есть следствие изменения от воздействия струи как на распределение давления на верхней, сужающейся поверхности хвостовых частей, так и подпора на нижней поверхности от отклоненной на 12° струи. В целом можно отметить, что величина вертикальной составляющей определяется, главным образом, внешним обтеканием хвостовых частей (при отсутствии струи), а влияние реактивной струи составляет

~ 1/5 от этой величины. Влияние изменения радиуса скругления контура на Ру достаточно слабое. Измерения точки приложения вертикальной составляющей показали, что она находится в диапазоне ~(0.7^1)#м от среза хвостовой части сопла, причем увеличение радиуса скругления контура приводит к удалению точки приложения от среза хвостовой части. Влияние реактивной

струи на изменение Lу находится в пределах ~ 1/5 измеренной величины Lу. Характерным также является то, что точка приложения силы находится от среза на расстоянии, примерно равном 1/3 длины сужающейся хвостовой части. Диапазон изменения точки приложения действующей силы показан в масштабе на схеме несимметричной хвостовой части на рис. 9.

9. Таким образом, если кратко сформулировать полученные результаты исследований характеристик несимметричных плоских хвостовых частей, то они могут быть выделены в две группы: ряд общих свойств с симметричными плоскими хвостовыми частями и отличительные особенности несимметричных хвостовых частей.

К общим свойствам плоских несимметричных и симметричных сужающихся хвостовых частей могут быть отнесены:

возможность обеспечения безотрывного обтекания турбулентным дозвуковым потоком при больших степенях и углах сужения на срезе ( -^р « 0.3 и 0Ср < 26°);

слабое изменение коэффициента сопротивления этих хвостовых частей с увеличением числа М^ турбулентного дозвукового потока при безотрывном обтекании;

наличие краевых эффектов и уменьшение их с увеличением радиуса скругления контура; снижение величины сх с увеличением радиуса скругления контура;

слабое влияние изменения радиуса скругления контура и установки вертикальных боковых шайб на величину донного давления;

уменьшение краевых эффектов и трансформация течения от пространственного (трехмерного) к плоскому, сопровождающиеся увеличением коэффициента внешнего сопротивления;

наличие положительной интерференции реактивной струи и дозвукового турбулентного потока, приводящей к снижению внешнего сопротивления хвостовых частей в присутствии реактивных струй по сравнению с коэффициентом сопротивления хвостовых частей без струи.

К особенностям, обнаруженным при исследованиях несимметричных плоских хвостовых частей, можно отнести следующее:

несимметричность плоской хвостовой части индуцирует более сильные краевые эффекты, связанные с перетеканием внешнего потока с боковых поверхностей на сужающуюся поверхность, по сравнению с симметричной плоской хвостовой частью;

внешнее сопротивление несимметричной плоской хвостовой части больше, чем эквивалентной симметричной даже при большем радиусе скругления контура;

донное давление на срезе сужающихся плоских несимметричных хвостовых частей при безотрывном обтекании может быть меньше статического давления во внешнем потоке и оставаться постоянным с увеличением числа Ми (М < 0.9), тогда как у эквивалентной симметричной плоской хвостовой части рд > 1 и величина донного давления возрастает с

увеличением Ми при безотрывном обтекании, также как и для осесимметричных хвостовых частей;

выбор геометрических параметров контура несимметричной плоской хвостовой части (имеющей ту же самую относительную площадь сужения от миделя до среза, что и симметричная плоская хвостовая часть), таких как радиус скругления R или удлинение, для получения минимального внешнего сопротивления должен осуществляться с использованием гипотетической хвостовой части, имеющей мидель, равный удвоенному миделю несимметричной хвостовой части;

при обтекании несимметричной плоской хвостовой части возникают вертикальная составляющая аэродинамической силы и момент от действия этой силы, которые относительно слабо изменяются с ростом числа Ми (М < 0.9);

величина вертикальной составляющей примерно в четыре раза больше осевой составляющей аэродинамической силы, действующей на внешнюю поверхность хвостовой части;

установка вертикальных боковых шайб приводит к трансформации течения от трехмерного к плоскому и к увеличению вертикальной составляющей и момента от нее примерно на 60 — 70% по сравнению с изолированной хвостовой частью;

величина вертикальной составляющей может составлять ~20% (для изолированной хвостовой части) и ~40% (при наличии вертикальных шайб) от идеальной тяги сопла, при этом примерно 4/5 величины этой силы возникает вследствие несимметрии внешнего обтекания и 1/5 величины отражает влияние (интерференцию) реактивной струи;

точка приложения вертикальной составляющей находится от среза на расстоянии L4 « 0.7 ^ 1 высоты миделя или примерно на 1/3 удлинения хвостовой части.

Выводы. Проведенные исследования несимметричных плоских хвостовых частей с

большой степенью сужения -ср « 0.32 и с большие м углом сужения верхней поверхности на срезе 0ср = 26o при нулевом угле сужения нижней поверхности показали:

1. Хвостовые части обтекаются турбулентным дозвуковым потоком (Ми < 0.8) без отрыва внешнего потока.

2. Имеет место относительно слабое влияние числа Ми дозвукового внешнего потока (Ми < 0.8) на основные измеренные интегральные характеристики этих хвостовых частей.

3. В отличие от симметричных плоских хвостовых частей относительное донное давление несимметричных хвостовых частей при безотрывном обтекании остается практически постоянным при дозвуковых и трансзвуковых числах Ми и оказывается ниже статического давления во внешнем потоке ( рд <1).

4. Так же, как и для симметричных хвостовых частей, имеет место слабое влияние радиуса скругления контура несимметричной хвостовой части на величину донного давления (при

0ср = œnst ).

5. Сопротивление несимметричных хвостовых частей как при отсутствии, так и при наличии реактивной струи в исследованном диапазоне изменения радиуса скругления контура R/Hm < 5.7 выше сопротивления эквивалентной симметричной плоской хвостовой части.

6. Увеличение радиуса скругления контура приводит к снижению внешнего сопротивления несимметричных хвостовых частей, так же как для круглых и симметричных плоских хвостовых частей.

7. Для несимметричных плоских хвостовых частей, так же как и симметричных, имеет место положительная интерференция реактивной струи и внешнего набегающего потока, приводящая к значительному снижению внешнего сопротивления при наличии струи по сравнению

с вариантом без струи.

8. Для получения небольшого внешнего сопротивления, близкого к минимальному, величина радиуса скругления контура несимметричных плоских хвостовых частей должна быть выбрана вдвое больше, чем соответствующая величина этого радиуса для симметричных плоских хвостовых частей.

9. Несимметричность обтекания хвостовых частей приводит к возникновению вертикальной составляющей действующей силы, в 3.5 — 4 раза превышающей осевую составляющую (силу сопротивления).

10. Интерференционная составляющая вертикальной силы, связанная с взаимодействием реактивной струи с внешним потоком, достигает ~20% величины всей вертикальной составляющей, вызванной несимметричным обтеканием хвостовой части.

11. Установка вертикальных шайб приводит к увеличению внешнего сопротивления и вертикальной составляющей действующей аэродинамической силы из-за трансформации течения от трехмерного к плоскому.

12. Определено место приложения силы, действующей на несимметричные плоские хвостовые части, расстояние до которых составляет ~(0.7 — 1)Нм от среза хвостовой части, Нм — высота миделя.

Работа выполнена при частичной поддержке Российского фонда фундаментальных исследований (проекты 03-01-00470 и 03-01-08090).

ЛИТЕРАТУРА

1. Лаврухин Г. Н. Внешнее сопротивление и донное давление хвостовых частей фюзеляжей различной формы // Ученые записки ЦАГИ. — 1975. Т. VI, № 3.

2. Лаврухин Г. Н. Донное давление за прямоугольными уступами с различными отношениями высоты к ширине уступа // Ученые записки ЦАГИ. — 1970. Т. 1, № 2.

3. Stevens H. L., Thayer E. B., Fullerton J. F. Development of the multi-function 2D/C-D nozzle // AJAA Paper 81-1491. — 1981 (см. Обзор ОНТИ ЦАГИ № 655. — 1985).

4. Hilley P. E., Bowers D. L. Advanced nozzle integration for supersonic strike fighter application // AJAA Paper № 81-1441. — 1981 (см. Обзор ОНТИ ЦАГИ № 655. — 1985).

5. Glidewell R. Jnstallation trades for axisymmetric and nonaxisymmetric nozzles //AJAA Paper № 80-1084. — 1980 (см. Обзор ОНТИ ЦАГИ № 655. — 1985).

6. Capone F. J., Hunt B. L., Poth G. E. Subsonic/supersonic nonvectored aeropro-pulsive characteristics of nonaxisymmetric nozzles installed in F-18 model // AJAA / SAE / ASME 17th Joint Propulsion Conf. Colorado-Springs. — 1981.

7. Hilley P. E., Kitzmiller D. E., Willard C. M. Installed performance of vectoring / reversing nonaxisymmetric nozzles //AJAA Paper № 78-1022. — 1978 (см. Обзор ОНТИ ЦАГИ № 655. — 1985).

8. Лаврухин Г. Н. Донное давление при до- и трансзвуковых скоростях внешнего потока // Труды ЦАГИ. — 1962, 1978.

9. Лаврухин Г. Н. Аэрогазодинамика реактивных сопел. Т. I. Внутренние характеристики сопел. — М.: Физматлит. — 2003.

Рукопись поступила 18/XI2005 г.