Влияние скругления кормовой части конуса на его аэродинамические характеристики

________УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ Ц АГ И

Том II 1971

№ 4

УДК 629.76.015.3

ВЛИЯНИЕ СКРУГЛЕННЯ КОРМОВОЙ ЧАСТИ КОНУСА НА ЕГО АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ

В. Г. Ар тонкий, К. П. Петров

Рассматриваются результаты экспериментального исследования при сверхзвуковых скоростях аэродинамических характеристик кругового конуса с симметричным и несимметричным скруглением области перехода конической поверхности в донную.

Аэродинамические характеристики круговых конусов сравнительно хорошо изучены, однако они не всегда удовлетворяют требованиям практики. Возникает потребность в таких видоизменениях исходной конической формы, которые сопровождались бы нужными изменениями аэродинамических характеристик (например, уменьшением лобового сопротивления, увеличением подъемной силы, изменением статической устойчивости и пр.). Известно, как влияет затупление носовой части и наклон донного среза на аэродинамические характеристики конуса. В работе [1] было исследовано влияние клиновидной формы носовой части конуса на аэродинамические характеристики.

В данной статье исследуется влияние скругления области перехода конической поверхности в донную на аэродинамические характеристики конуса. Эта область характеризуется тем, что здесь сосредоточена большая часть площади, на которую воздействует набегающий поток, поэтому при небольших изменениях формы этой области можно ожидать существенных изменений аэродинамических характеристик. Кроме того, небольшие изменения формы контура этой области конуса могут изменять подсасывающее действие донного вакуума, что также может влиять на аэродинамические характеристики.

Для проверки высказанных предположений было проведено экспериментальное исследование модели острого кругового конуса с полууглом при вершине 6 = 10°. Опыты проводились при М = 6,1, Не=0,88-106 (вычислено по диаметру донной части исходного конуса) и 7'0 = 513°К. Относительный радиус скругления области перехода боковой конической поверхности в донную (по всему периметру) /" = 0,167 и.0,334 (г—отношение радиуса скругления к диаметру О донной части исходного конуса). Модель крепилась в трубе на хвостовой державке и при а = 0 занимала 7% площади поперечного сечения трубы. Измеряемые тензометрическими весами аэродинамические силы и моменты относились к скоростному напору <7^ и максимальной площади поперечного сечения модели. Продольный момент вычислялся относительно точки, расположенной на расстоянии, равном 64% длины конуса от его носка.

Основные результаты этого исследования приведены на фиг. 1. Скругление области перехода боковой конической поверхности в донную сопровождается незначительным уменьшением сопротивления и увеличением нормальной силы. При больших значениях угла при вершине конуса это влияние оказывается более заметным. Наиболее существенно скругление влияет на уменьшение статической устойчивости. Для конуса с 0=10° скругление, соответствующее значению г = 0,334, приводит к перемещению положения центра давления вперед

Фиг. 1

Фиг. 2

7—Ученые записки № 4

97

на 8% исходной длины конуса, что в основном связано с уменьшением наветренной кормовой поверхности конуса и частично с уменьшением давления в области скруглення, а также с изменением направления сил давления, приложенных к скругленню.

Аналогично наклонному донному срезу [2] для конуса может представлять практический интерес несимметричное скругление области перехода боковой конической поверхности в донную. В опытах, основные результаты которых представлены на фиг. 2, былд исследовано несимметричное по периметру донной части скругление. Как показано на схеме, скруглялась только одна половина конуса.

При нулевом угле атаки у конуса с несимметричным скруглением возникает подъемная сила сп. При углах атаки, отличных от нуля, несимметричное скругление одной половины конуса приводит к практически эквидистантному сдвигу зависимости cn=f(a) на величину с„(а = 0), при этом ее линейность (и, следовательно, производная с“) не изменяется. Одновременно возникает нулевой момент, а зависимость тг—/(а) становится нелинейной. Последнее обстоятельство связано с тем, что несимметрия кормовой части конуса по-разному проявляется при положительных и отрицательных углах атаки. Когда скругление оказывается на подветренной стороне (что соответствует отрицательным углам атаки), его влияние незначительно. Когда же скругление оказывается на наветренной стороне (положительные углы атаки), уменьшение площади поверхности кормовой части конуса уменьшает степень статической устойчивости.

Возникновение нулевого момента и уменьшение степени статической устойчивости приводят к тому, что при заданном начальном запасе статической устойчивости (5% длины конуса) заметно увеличивается балансировочный угол атаки. Так, например, при скруглении г = 0,166 балансировочный угол атаки аб = 10°. При таком балансировочном угле атаки у гиперзвукового летательного аппарата, имеющего форму острого кругового конуса с полууглом при вершине 0 = 10°, значение аэродинамического качества /<=1,5 (см. фиг. 2).

ЛИТЕРАТУРА

1. Жирников Б. Л., Петров К. П. Исследование возможностей увеличения аэродинамического качества конических тел. „Ученые записки ЦАГИ“, т. I, № I, 1970.

2. D earing Т. D. Laminar heat-transfer distributions for a blunted-cone, cone-frustum reentry configuration at Mach 10. NASA TN-D-5146, 1969.

Рукопись поступила 13/11 1971 г.