книги из ГПНТБ / Гофман М.Л. Аэродинамика гиперзвуковых скоростей и супераэродинамика

Рис. 3.14. Предельные значения коэффициента сопротивления при М = оо в зависимости от приведенного угла атаки для различных форм профилей

Результаты эксперимента указывают также и на то обстоя­ тельство, что изменение формы профиля, например смещение максимальной толщины назад (у треугольного профиля), мало влияет на общее сопротивление. Объясняется это тем, что здесь

При весьма больших числах М для всех профилей сопротив­ ление сильно возрастает с увеличением приведенного угла ата­

с

видный и треугольный) имеет [4] коэффициент сопротивления сх , близкий к коэффициенту сопротивления плоской пластинки (рис. 3.14). При малых углах атаки и очень больших числах М минимальное сопротивление имеют клин и полуклин.

Коэффициенты лобового сопротивления для различных про­ филей представлены на рис. ЗЛО и 3.11.

Качество профиля. Центр давления. На рис. 3.15 представ­ лено изменение аэродинамического качества в зависимости от угла атаки для различных форм профилей. Как видно из графи­ ка, величина максимального качества Ктах близка к 6 для всех профилей. Ктах у линзообразного профиля меньше, чем у крыль­ ев с другими профилями, однако наивыгоднейший угол атаки в этом случае несколько больше. При а > анаив качество у всех профилей отличается незначительно.

Как показывают результаты измерения распределения давле­ ния и расчеты, полученные по теории невязкой среды, с точки зре­ ния получения наибольшего максимального качества крылья с ромбовидным и клиновидным профилями значительно лучше крыльев с треугольным и линзообразным профилями. Однако если учесть влияние вязкости, различие в величине Ктах Для крыльев с разными профилями невелико.

Говоря о влиянии формы крыла в плане на качество, сле­ дует заметить, что у треугольного крыла качество меньше, чем у прямого, в основном за счет меньшего эффективного числа Рейнольдса треугольного крыла (в корневой хорде число Re со­ ставляет 90% числа Re квадратного крыла и уменьшается до нуля в конце размаха). Однако при больших углах атаки нет существенной разницы в величине качества обоих крыльев

(рис. 3.16).

Уместно отметить, что форма крыла в плане при гиперзвуковых скоростях имеет несравненно меньшее значение, чем при дозвуко­ вых и малых сверхзвуковых числах М. Это объясняется тем, что с ростом числа М сужаются конусы возмущений, выходящие из концевых и угловых точек крыла. Поэтому значительная часть

82

крыла даже при малых удлинениях обтекается двухмерным пото­ ком.

Вследствие большой величины сопротивления трения увели­ чения Ктах для заданного крыла можно достичь уменьшением

Рис. 3.15. Изменение положения центра давления и аэродинамического качества в зависимости от угла атаки для крыльев с ромбовидным, треугольным, клино­ видным и линзообразным профилем по данным весо­

вых испытаний (с = 5%, М = 6,9, Re = 0,98-10°)

удлинения, что дает рост числа Re. При М = 7-н 10 можно при­ менять удлинения X< 1 без существенного уменьшения величи­

сферы, целесообразно применение конфигураций с плоским вер­ хом. Такой гиперзвуковой аппарат характеризуется достаточной подъемной силой и большим лобовым сопротивлением и имеет качество порядка единицы.

Что касается изменения центра давления профилей в зависимо­ сти от угла атаки (рис. 3.15), то для ромбовидного профиля это изме­ нение происходит в диапазоне 40—45% хорды. У клиновидного про­

филя коэффициент центра давления х д =50% для всех углов атаки. У треугольного и линзообразного профиля цен^р давления переме­ щается от середины хорды по мере приближения угла атаки к углу нулевой подъемной силы.

Вообще анализ моментных характеристик профилей показывает, что несимметричные профили (клиновидный и линзообразный) при положительных коэффициентах подъемной силы имеют отрицатель­ ный коэффициент момента, определенный относительно середины хорды, что говорит о слишком заднем расположении центра давле­ ния.

§3.4. ПОЛЯРЫ НЕСУЩИХ ПОВЕРХНОСТЕЙ

Втех случаях, когда не требуется высокая точность, можно применить формулу Ньютона для построения поляры профиля.

ля становится близким к нулю и профиль ведет себя, как плос­ кая пластинка.

На рис. 3.18 даны поляры треугольного и ромбовидного про­ филей и поляра плоской пластйнки. Из рисунка-заметно преиму­ щество треугольного профиля с плоским основанием по сравне­ нию с профилем ромбовидного сечения.1 Объясняется это тем, что при гиперзвуковых скоростях давление на переднюю часть тела пропорционально квадрату угла встречи потока с поверх­

1 При умеренных сверхзвуковых скоростях ромбовидный профиль обладае большим качеством, чем треугольный,

85

ностью, а давление в аэродинамической тени равно нулю. По­ этому основную роль в создании подъемной силы играет нижняя

вызванное разрежением за кормой профиля, которое у клино­ видных профилей с тупой задней кромкой имеет место. Однако

86

ответствующие числам М = 15-5-20. В качестве источника тепла используется электрическая дуга, что обеспечивает нагрев воз­ духа до температуры 8000°. Аэродинамические характеристики модели даны для чисел М =5 и М= 15 [85].

I

Рис. 3.20. Коэффициент подъемной силы и лобового сопротивления модели В (AGARD) причислахМ = 5

иМ = 15:

/— результаты испытаний в импульсной аэродинами­

ческой трубе; 2 — результаты испытаний в сверхзву­ ковой аэродинамической трубе, приведенные к усло­ виям потока в импульсной трубе

В некоторых гиперзвуковых аппаратах целесообразно кон­ струировать поверхности, имеющие большие значения подъем­ ной силы или сопротивления на единицу веса. В частности, такой поверхностью может быть двухмерный парус (рис. 3.22). На этом рисунке представлены аэродинамические характеристики гипер­ звуковых парусов в безразмерной форме. Вычисления сделаны

для отношения - - = 1,839, соответствующего. М = оо. По- *

87

V

Рис. 3.21. Модель В (AGARD), испытанная в импульс­ ной трубе

h

с*

3

г

1

Рис. 3.22. Аэродинамические характер» стики гнперзвуковых парусов

правочные коэффициенты для меньших чисел М приведены в таблице 4 [105].

Т а б л и ц а 4

м „ 2 3 4 5 6 8 10 15 2 0 оо

M l \

V Я / м —

§3.5. КОЭФФИЦИЕНТ СОПРОТИВЛЕНИЯ ТРЕНИЯ

Впограничном слое на любых скоростях полета имеется до­ звуковая часть, непосредственно примыкающая к поверхности тела. Поэтому можно принять, что независимо от величины ско­ рости полета физика явлений трения и теплопередачи, а следо­ вательно, и тип формул для сопротивления трения будут такими

же, как и в несжимаемом потоке. Это обстоятельство позволяет в дальнейшем для исключения влияния числа ,Re пользоваться отношением величин коэффициента трения сжимаемого потока

к коэффициенту трения несжимаемого потока: ——— .

С f несж

Так, используя известное решение для ламинарного погранич­ ного слоя на пластинке, можно получить следующие формулы:

где Т* — определяющая (характерная) температура, по которой определяются физические константы воздуха,

Ts — температура воздуха на внешней границе погранично­ го слоя,

«— показатель в степенном законе зависимости динамиче­ ской вязкости от температуры.

Как известно, в теории пограничного слоя наряду с толщи­ ной 8 часто пользуются величиной толщины вытеснения 8*. На конце плоской пластинки толщина вытеснения ламинарного по­ граничного слоя достигает величины

89