Экспериментальное исследование влияния тангенциального выдува сверхзвуковой струи на аэродинамику сверхкритического крыла при околозвуковых скоростях

Тип работы:
Реферат
Предмет:
ТЕХНИЧЕСКИЕ НАУКИ


Узнать стоимость

Детальная информация о работе

Выдержка из работы

Том XLII
УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ ЦАГИ 2011
№ 4
УДК 629. 735. 33. 015
ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНОЕ ИССЛЕДОВАНИЕ ВЛИЯНИЯ ТАНГЕНЦИАЛЬНОГО ВЫДУВА СВЕРХЗВУКОВОЙ СТРУИ НА АЭРОДИНАМИКУ СВЕРХКРИТИЧЕСКОГО КРЫЛА ПРИ ОКОЛОЗВУКОВЫХ СКОРОСТЯХ
В. Д. БОКСЕР, А. В. ПЕТРОВ, П. В. САВИН
Приведены результаты экспериментальных исследований эффективности использования тангенциального выдува струи для улучшения аэродинамики сверхкритического крыла при околозвуковых скоростях. Исследования проведены на модели крыло — фюзеляж в трансзвуковой аэродинамической трубе Т-106 ЦАГИ в диапазонах чисел М= 0. 4-^0. 8, Re = (1.4 -г- 2. 2) • 10б и углов атаки, а = -2 -ь 15°. Рассмотрено влияние интенсивности выдува струи на подъемную силу, продольный момент и сопротивление модели, а также на распределение давления в среднем сечении крыла. Определены величины коэффициента импульса струи, потребные для ликвидации волнового отрыва потока при околозвуковых скоростях. Показано, что тангенциальный выдув струи малой интенсивности (см = 0. 003 — 0. 005) повышает максимальное аэродинамическое качество модели крыло — фюзеляж примерно на 10% при числе М = 0. 78.
Ключевые слова: крыло, тангенциальный выдув, распределение давления, сопротивление, подъемная сила, волновой отрыв.
Появление сверхкритических профилей [1] и их практическое использование при создании крыльев привело к существенному повышению скорости полета самолетов без снижения аэродинамического качества по сравнению с самолетами, имеющими крылья, скомпонованные из обычных (классических) профилей. С другой стороны, при заданной скорости полета (фиксированном числе М) применение сверхкритических профилей позволило значительно увеличить максимальную относительную толщину крыльев и соответственно расширить их внутренние объемы для размещения топлива, а также увеличить удлинение крыльев с целью уменьшения ин-
БОКСЕР Всеволод Давидович
кандидат технических наук, ведущий научный сотрудник ЦАГИ
ПЕТРОВ Альберт Васильевич
доктор технических наук, начальник отдела ЦАГИ
САВИН Петр Владимирович
начальник лаборатории ЦАГИ
дуктивного сопротивления и уменьшить угол их стреловидности для снижения веса конструкции крыла. Эти, так называемые сверхкритические крылья, имеющие увеличенную толщину, большое удлинение (Х = 9−11) и малый угол стреловидности (%^4& lt-25- 30°) [2], реализованы
в компоновках современных отечественных пассажирских и транспортных самолетов (Ту-204, Ил-96, Ан-124, Ан-70). Проведенные в ЦАГИ подробные физические исследования особенностей околозвукового обтекания сверхкритических профилей [3], развития местной сверхзвуковой зоны на их поверхностях [4], возникновения и развития отрыва пограничного слоя на режимах развитого закритического обтекания (М «Мкр) [5] показали, что дальнейшее продвижение по скорости сопровождается значительным увеличением сопротивления, вызванного отрывом пограничного слоя из-под скачка уплотнения (волновым отрывом).
Одним из возможных путей снижения сопротивления сверхкритических крыльев при больших околозвуковых скоростях (М & gt- 0. 75) является использование тангенциального выдува сверхзвуковых струй на верхнюю поверхность крыла с целью ликвидации волнового отрыва [6, 7].
Идея тангенциального выдува струй для ликвидации диффузорных отрывов на крыле и закрылках при взлетно-посадочных скоростях (М = 0. 15 — 0. 30) известна. Созданы полуэмпириче-ские методы расчета коэффициента импульса струи, потребного для ликвидации отрыва пограничного слоя при малых скоростях [8, 9]. Системы управления пограничным слоем путем тангенциального выдува струй на крыло и отклоненные закрылки реализованы на ряде отечественных и зарубежных серийных и опытных самолетов для улучшения их взлетно-посадочных характеристик [10].
В работе [11] приведен пример экспериментального исследования тангенциального выдува струи на тонком симметричном профиле КАЕ-102 (с =6%), подтверждающий возможность улучшения обтекания профиля при больших дозвуковых скоростях (М = 0. 75) за счет выдува струи.
Для оценки эффективности использования тангенциального выдува струи при околозвуковых скоростях (М = 0. 78 — 0. 8) в ЦАГИ проведены расчетные исследования сверхкритических профилей второго поколения [6] и сверхкритического стреловидного крыла [7]. Расчеты показали, что применение тангенциального выдува сверхзвуковых струй малой интенсивности является эффективным средством ликвидации волнового отрыва потока.
В данной статье приведены результаты экспериментальной проверки эффекта тангенциального выдува струи для улучшения аэродинамики сверхкритического крыла при околозвуковых скоростях.
1. ГЕОМЕТРИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ МОДЕЛИ КРЫЛО — ФЮЗЕЛЯЖ
Исследуемая модель состоит из утолщенного крыла (с = 15.4 — 12.9 — 12. 85%) большого удлинения X = 10.8 и малой стреловидности (%^4 = 20. 5°), установленного на фюзеляже в схеме
низкоплан (рис. 1, 2). Средняя аэродинамическая хорда Ьа = 0. 175 м, площадь по базовой трапеции
Рис. 1. Общий вид модели крыло — фюзеляж
Рис. 2. Вид в плане модели крыло — фюзеляж со схемой выдува струи
крыла модели 5″ = 0. 335 м. Крыло имеет геометрическую крутку в при 2 = 0.5 — 1 (є = -0. 16 н- -1. 42°). Угол установки крыла относительно строительной горизонтали фюзеляжа
(СГФ) равен 1. 25°. Абсолютная площадь миделевого сечения фюзеляжа, имеющего форму овала
_ ^
с наплывом (рис. 1), равна Л,.ф = 0. 06 м², относительная площадь Л, ф = м'-^ = 0. 18.
Вблизи сечения излома крыла (г =0. 5) расположено сечение для измерения статического давления.
Выдув струи на верхней поверхности крыла осуществлялся через профилированное щелевое сопло шириной к = 0.2 мм и длиной 1с = 1.5 м, расположенное на относительном расстоянии
X
от передней кромки хс = - = 0.7 (рис. 2).
Ъ
2. МЕТОДИКА ИСПЫТАНИЙ МОДЕЛИ КРЫЛО — ФЮЗЕЛЯЖ С ТАНГЕНЦИАЛЬНЫМ ВЫДУВОМ СТРУИ НА КРЫЛО
Испытания модели крыло — фюзеляж проведены в трансзвуковой аэродинамической трубе ЦАГИ Т-106 замкнутого типа в диапазоне чисел М = 0.4 -н 0.8 и Яе = 1. 4−106 2.2 • 106. Форма
сечения рабочей части аэродинамической трубы представляет собой 24-гранник с диаметром вписанной окружности ?/ = 2. 48 м. Длина рабочей части? = 4. 84 м. Рабочая часть перфорирована, коэффициент перфорации с = 0. 15. Степень турбулентности потока 8о = 0. 3-ь0. 8% при числах М = 0. 15 -н 0.8.
Исследуемая модель крыло — фюзеляж была установлена в аэродинамической трубе на ленточной подвеске в перевернутом положении (рис. 3).
Точность измерения аэродинамических коэффициентов исследуемой модели (среднеквадратичная
погрешность) составляет ос = 0. 0001,
о с = 0. 002,
су
*т= 17.
Углы атаки модели отсчитывались от СГФ. Аэродинамические характеристики модели приведены
Рис. 3. Модель крыло — фюзеляж в рабочей части АДТ Т-106 ЦАГИ (модель в перевернутом положении со стойкой подвода сжатого воздуха)
в скоростной системе координат. При вычислении аэродинамических коэффициентов сопротив-
ление и подъемная сила отнесены к площади крыла 5"= 0. 335 м² и скоростному напору с/У
а момент тангажа отнесен, кроме того, к средней аэродинамической хорде крыла Ьа = 0. 175 м и вычислен относительно условного центра масс модели, расположенного на расстоянии 0. 25 Ьа от передней кромки САХ.
Сжатый воздух высокого давления поступал в модель через профилированную полую стойку. Верхний фланец стойки соединялся с моделью, а нижний — с воздушной трассой высокого давления (рис. 3).
Выдув сжатого воздуха на верхнюю поверхность крыла осуществлялся через щелевое сопло шириной к = 0.2 мм и длиной 1с = 1.5 м (см. рис. 2). Во внутренних каналах крыла вблизи щели располагалось четыре приемника полного давления (^0с). Два приемника полного давления располагались вблизи бортовой хорды и два приемника — вблизи концевой хорды правой и левой
консолей крыла. При испытаниях модели с выдувом струи варьировался параметр рос/р», — от-
ношение среднего полного давления в каналах сжатого воздуха, измеряемого с помощью четырех датчиков давления, к статическому давлению набегающего потока.
Импульс выдуваемой через щелевое сопло струи определялся по формуле:
где скорость струи определялась по формуле:
Гс=18. 3ЯсЛ/т^.
Весовой расход воздуха через щелевое сопло в крыле определялся по известной формуле:
Сс =0. 3965 РосРсФ-с) [кг/с]5
1 4 2
где р0с = - ^ р0/с [кг/см ] - среднее полное давление перед соплом, измеряемое приемниками
4*=1
(датчиками) полного давления во внутренних каналах крыла- ?с = 3. 07 см2 — номинальная пло-
щадь щелевого сопла на двух консолях крыла- То = і + 273 — температура торможения сжатого
воздуха во внутренних каналах крыла- & lt-у (Лс) = 1. 58АС (1 — 0. 17 А2)2'-5- = 2. 45
1 —
0. 286 '-
Коэффициент импульса выдуваемой на крыло струи (си) для каждого значения параметра росфаз при фиксированных значениях угла атаки, а и числа М рассчитывался по формуле:
1
і
Испытания модели при наличии выдува струи проводились в диапазоне чисел М = 0.4 0.8.
углов атаки, а = -1 н- 15°.
3. АНАЛИЗ РЕЗУЛЬТАТОВ ИСПЫТАНИЙ
Аэродинамическая компоновка крыла с удлинением А, = 10.8 и углом стреловидности %^4 = 20. 5° была выбрана из условия обеспечения дозвукового полета с крейсерским числом
М = 0.7. В компоновке крыла использованы сверхкритические профили с максимальными относительными толщинами с = 15. 4% в корневом и 12. 85% в концевом сечениях крыла (см. раздел 1).
от числа М
На рис. 4 приведены зависимости максимального аэродинамического качества Kmax и соответствующей величины коэффициента подъемной силы модели крыло — фюзеляж от
числа Маха в исследованном диапазоне чисел М = 0.4 ^ 0.8 при отсутствии выдува струи на крыло (Сд = 0). Видно, что в диапазоне чисел М = 0.4 0.7 вследствие безотрывного характера обте-
кания величина Ктах практически постоянна, а при дальнейшем увеличении числа М она существенно снижается от А& quot-П1ах «17.3 при числе М = 0.7 до Атах «10 при числе М = 0.8 из-за волнового кризиса. Зависимость с (М) носит немонотонный характер в диапазоне значений
М = 0.4 0. 73, и при дальнейшем увеличении числа М величина с снижается от «0. 72 при
числе М = 0. 73 до «0. 53 при числе М = 0.8 вследствие увеличения интенсивности скачков уплотнения и вызванных ими отрывов потока на крыле. Величины с» достигаются на модели исА, А уК max
следованной компоновки при сравнительно небольших углах атаки (аА- ~ 1 -н 1. 5°). При увеличении углов атаки свыше ак и числах М & gt- 0. 73 происходит существенное увеличение ин-
тенсивности скачков уплотнения и расширение областей отрыва потока на верхней поверхности крыла. Так, например, измерения распределения давления в среднем сечении крыла при числе М = 0. 73 и угле атаки, а = 4° показывают, что при отсутствии выдува струи (сц = 0) область интенсивного отрыва потока начинается за скачком уплотнения на относительном расстоянии •*т& gt-тр = хотр/^ ~ 0.6 от передней кромки крыла (рис. 5, а).
Выдув струи из щелевого сопла, расположенного на относительном расстоянии хс = хс/Ь = 0. 7, т. е. вблизи области начала отрыва, приводит к значительному ослаблению отрыва
потока уже при малых значениях коэффициента импульса струи (су = 0. 0048), а при су1 & gt- 0. 01 — к полной его ликвидации. При этом значительно расширяется местная сверхзвуковая зона на верх-
ней поверхности крыла, скачок уплотнения смещается к задней кромке и коэффициент статического давления вблизи задней кромки возрастает от с ~ -0. 25 (при См = 0) до с «0. 06 (при
гЗ.К гЗ. К
Сц& gt-0. 01). При больших перепадах давления на срезе щелевого сопла (рос/р, & gt- 5) происходит резкое, ступенчатое увеличение давления в месте расположения щелевого сопла (хс = 0. 7), вызван-
ное наличием выдуваемой сверхзвуковой струи.
С увеличением числа Маха до М = 0. 78 точка отрыва потока перемещается вперед на относительное расстояние хотр = 0.5 от передней кромки крыла (рис. 5, б). Выдув струи, расположен-
Рис. 5. Распределение давления в сечении крыла г = 0.5 при различных значениях коэффициента импульса струи
ной в данном случае за точкой отрыва потока (хс = 0. 7), лишь частично ослабляет отрыв потока в исследуемом сечении крыла т = 0.5 даже при максимальном располагаемом коэффициенте импульса струи сц = 0. 0128 (рос/р/ = 5. 3). Возможными причинами этого являются как неоптимальное расположение щелевого сопла относительно точки начала отрыва, так и усиление волнового отрыва вследствие повышения интенсивности скачка уплотнения при его перемещении к задней кромке крыла с увеличением интенсивности выдува (рис. 5, б).
М = 0. 7, вызвано изменением эффективной толщины крыла за счет «жидкого контура», создаваемого выдуваемой сверхзвуковой струей из щелевого сопла, расположенного на относительном расстоянии хс = 0.7 от передней кромки крыла. При числах М = 0. 73 — 0. 75, когда на верхней поверхности крыла формируются развитые местные сверхзвуковые зоны, снижение ср^^ при
Рис. 7. Зависимости коэффициента импульса струи, потребного для ликвидации отрыва потока, от угла атаки (а) и числа М (б)
Рис. 6. Изменение коэффициента статического давления Сц & gt- обусловлено дополнительным утол-
вблизи задней кромки (я = 0. 98) верхней поверхности
крыла в сечении г = 0.5 от коэффициента импульса струи щением пограничн°ГО слоя за интенсивными при различных числах М (а) и углах атаки (б) скачками уплотнения. При существенно закри-
тическом обтекании, соответствующем числу М = 0. 78, имеет место высокий уровень разрежения вблизи задней кромки (с ®-0. 32 при
сд = 0), свидетельствующий об интенсивном волновом отрыве в сечении т = 0.5 крыла при отсутствии выдува струи. Выдув струи (в данном случае с'-д & lt- 0. 017) лишь частично ликвидирует отрыв (ср ~ -0.2 при Сц = 0. 017, рис. 6, а). Для полного подавления отрыва на этом режиме, по-
видимому, потребуется значительное увеличение коэффициента импульса струи.
Потребные величины коэффициента импульса струи с возрастают также с увеличением
угла атаки. Так, например, при числе М = 0. 73 и угле атаки, а = 1° сравнительно слабый отрыв потока ликвидируется при значении с «0. 0075, а при увеличении угла атаки до 4° потребная
величина коэффициента импульса возрастает до ~ 0. 014 (рис. 6, б).
Таким образом, проведенный анализ кривых ср (сд) показал, что в зависимости от режима
полета, характеризуемого величинами числа М и угла атаки, существует оптимальная величина Сд = Сц, при которой обеспечивается практически безотрывное обтекание крыла. Увеличение
коэффициента импульса струи выше с^ является нецелесообразным, поскольку увеличение интенсивности выдува приводит к повышению интенсивности скачка уплотнения и соответствующему усилению отрыва пограничного слоя за скачком.
М=0. 75
Рис. 8. Влияние выдува струи на аэродинамические характеристики модели крыло — фюзеляж
Полученные зависимости величин коэффициента импульса с^ от угла атаки и числа М для
исследованной модели крыло — фюзеляж приведены на рис. 7. Видно, что с ростом угла атаки (при М = const, рис. 7, а) и числа М (при су = const, рис. 7, б) величина с^ возрастает.
Улучшение обтекания крыла приводит к изменению его аэродинамических характеристик. В качестве иллюстрации на рис. 8 приведены зависимости коэффициентов подъемной силы и момента тангажа от угла атаки и поляры при числе М=0. 75. Увеличение коэффициента импульса выдуваемой струи от с^ =0 до 0. 015 приводит к приращению коэффициента подъемной силы на величину Асу «0. 15 0.2 во всем исследованном диапазоне углов атаки (рис. 8, а). Повышение
подъемной силы крыла при выдуве струи происходит, главным образом, за счет увеличения размеров местной сверхзвуковой зоны на верхней поверхности крыла и ликвидации отрыва потока (см. рис. 5).
На рис. 9 приведены зависимости приращений коэффициента подъемной силы, А су и, А с
от коэффициента импульса струи. Величины приращений коэффициента подъемной силы Асу и его аэродинамической составляющей Ас^ определялись как разности: Ас}, =су-с^с _Q,
Ас = Ас,. — Ас, где Ас — вклад реакции струи в подъемную силу, определяемый по формуле:
Ac& gt-t = cLlr|sin (a + 0),
где г| - коэффициент потерь тяги вследствие трения и отклонения струи при выдуве на поверхность крыла, определяемый величиной отношения экспериментально измеренной тяги сопла
R =у1×2 + Y2, где X и Y — компоненты сил, действующих на модель при отсутствии потока в аэродинамической трубе, к ее расчетному значению при фиксированной величине перепада давления на срезе щелевого сопла poJp. B- Согласно оценкам величина r| ~ 0.9. Величина эффективного угла отклонения струи относительно хорды крыла при выдуве на его поверхность 9 = arctg (YIX) слабо зависит от перепада давления в щелевом сопле и согласно измерениям примерно равна 9 «19°. Рис. 9, а показывает незначительное отличие величин прироста коэффициента подъемной силы, А Су за счет выдува струи и его аэродинамической составляющей, А с при
малых углах атаки (а = 0, 1°- М = 0. 75), т. е. вклад реакции струи в создание подъемной силы является относительно небольшим. С увеличением угла атаки разница в значениях Ас, и Ас будет возрастать за счет увеличения
вклада от реакции струи.
На рис. 9, б приведены зависимости приращения коэффициента подъемной силы Асу от импульса выдуваемой струи сд в диапазоне чисел М = 0.4 0. 78 при фиксированном угле
атаки а= 1°. Видно, что увеличение числа М сопровождается заметным ростом значений Асу при фиксированном коэффициенте импульса выдуваемой струи вследствие возникновения местных сверхзвуковых зон на верхней поверхности крыла и их расширения за счет вы-дува струи. Следовательно, коэффициент импульса Сд в сжимаемом газе и при наличии развитых местных сверхзвуковых зон в отличие от несжимаемой жидкости не является критерием подобия, а является лишь параметром, характеризующим влияние интенсивности выдува струи на изменение аэродинамических характеристик крыла.
Повышение коэффициента подъемной силы сопровождается незначительным увеличением момента тангажа на пикирование (см. рис. 8, а).
На рис. 8, б приведены зависимости сх (су) модели крыло — фюзеляж при числе М = 0. 75.
При увеличении коэффициента импульса струи
происходит уменьшение коэффициента продольной силы сх как за счет улучшения обтекания крыла, так и реакции струи, вклад которой может быть оценен по формуле:
Рис. 9. Зависимости приращений коэффициента подъемной силы (Дсг) и его аэродинамической составляющей (Асу) от коэффициента импульса струи (сц) при различ-
ных углах атаки (а) и числах М (б)
Ас = cLli]cos (a + 0).
Таким образом, величина приращения аэродинамического сопротивления при заданном угле атаки определяется как сумма:
АсТл = Аст + Аса.
С
где Асх = сх — Сф _о — приращение коэффициента продольной силы за счет выдува.
Зависимости Аст, А с (су), приведенные на рис. 10, показывают, что при фиксированном угле атаки величина приращения коэффициента аэродинамического сопротивления Ас возрастает с увеличением коэффициента импульса струи Сд, в то время как величина продольной силы Аст может быть отрицательной за счет реакции струи. Увеличение Ас с ростом коэффициента
Сд, несмотря на подавление волнового отрыва, обусловлено, в основном, возрастанием волнового и индуктивного сопротивления крыла вследствие существенного повышения коэффициента
подъемной силы за счет выдува струи (см. рис. 9).
В целом, за счет воздействия выдува струи на режимах отрывного обтекания (су & gt- 0. 6) по-
ляра модели при числе М = 0. 75 улучшается (рис. 11).
Рис. 10. Зависимости приращений коэффициента сопротивления (Дсх) и его аэродинамической составляющей (Асх) от коэффициента импульса струи (?у)
при различных углах атаки
Рис. 11. Влияние выдува струи на поляру модели крыло — фюзеляж, еу (сх) (реакция струи вычтена)
На рис. 12 дано сравнение зависимостей
^ (схл) (бе3
су (сх) (с учетом реакции струи) и
учета реакции струи) для модели с выдувом струи при числе М = 0. 78 и сц = 0. 005 и поляры без выдува струи (сц = 0). Из сравнения поляр следует, что основной выигрыш в сопротивлении за счет выдува струи при числе М = 0. 78, так же как и при М = 0. 75 (см. рис. 11), происходит, как и следовало ожидать, на режимах развитого отрывного обтекания при Су & gt- 0.5.
На рис. 13 показано влияние тангенциального выдува струи на аэродинамическое качество модели при числах М = 0. 75 и 0. 78. Из приведен-Рис. 12. Сравнение поляр модели крыло — фюзеляж ных зависимостей K (су, Сц) видно, что на режи-с учетом (с,(сг)) и без учета (суА (сХА)) реакции струи мах волнового отрыва (при су & gt- 0.5 ^ 0. 6) наличие
выдува струи повышает величину Kmax и смещает ее в сторону больших значений су. Так, например, при числе М = 0. 78 максимальное аэродинамическое качество модели без выдува на крыло (сц = 0) имеет величину А& quot-П1ах «11.9 при 0. 56, а при выдуве струи малой интенсивности (су = 0. 003 0. 005) достигается величина
& quot-УК п
Атах ~ 13 при С
уК п
! 0. 63 — 0. 68 (рис. 13, б).
Зависимости максимального аэродинамического качества Атах и соответствующих величин коэффициента подъемной силы с от коэффициента импульса струи показывают (рис. 14),
что максимальный прирост аэродинамического качества ДАта «1.1 при числе М=0. 78 за счет тангенциального выдува струи достигается при малых значениях коэффициента импульса Сд «0. 003 0. 005. При такой интенсивности выдува происходит частичная ликвидация волново-
го отрыва и существенно возрастает подъемная сила за счет увеличения протяженности местной сверхзвуковой зоны на верхней поверхности крыла (см. рис. 5, б). Дальнейшее увеличение интенсивности выдува струи приводит к незначительному снижению величины Атах в основном за счет роста волнового сопротивления, вызванного повышением интенсивности скачков уплотнения с ростом значений Сд. Увеличение коэффициента импульса струи от 0 до 0. 01 приводит к росту значений с» от 0. 57 до 0. 74.
^ ^ уК шах ^
качество (Ктах) и величину су модели крыло — фюзеляж
В целом, проведенные экспериментальные исследования показали, что тангенциальный выдув струй является эффективным средством активного управления обтеканием крыла при больших дозвуковых скоростях и может быть рекомендован для улучшения крейсерских характеристик перспективных самолетов. Одной из важнейших проблем практической реализации системы тангенциального выдува на самолете является минимизация потерь тяги двигателей при отборе сжатого воздуха для выдува на крыло. Для определения рационального места отбора сжатого воздуха (газа) от перспективных двухконтурных двигателей необходимо проведение специальных исследований.
ЗАКЛЮЧЕНИЕ
Экспериментальные исследования показали, что применение тангенциального выдува струй на верхней поверхности крыла является эффективным средством подавления как диффузорного отрыва потока при малых дозвуковых числах Маха (М «0.4 — 0. 5), так и волнового отрыва при числах М = 0.7 — 0. 75. На основании анализа результатов измерений коэффициента давления у задней кромки крыла определены минимальные величины коэффициента импульса струи с^ ,
потребные для ликвидации отрыва потока при различных числах М и углах атаки. В результате улучшения обтекания крыла за счет выдува повышаются подъемная сила и аэродинамическое качество крыла.
При развитом закритическом обтекании (М = 0. 78) выдув струи небольшой интенсивности (с'-д = 0. 003 — 0. 005) повышает максимальное аэродинамическое качество модели на величину ААшяу ~ 1. 1, т. е. примерно на 10%.
ЛИТЕРАТУРА
1. Серебрийский Я. М., Николаева К. С., Боксер В. Д. Новые типы сверх-критических околозвуковых профилей // ТВФ. 1970. № 5, с. 1 — 9.
2. Павловец Г. А., Боксер В. Д., Ляпунов С. В. Аэродинамика крыловых профилей. — В кн. Аэродинамика и динамика полета магистральных самолетов / Под ред.
Г. С. Бюшгенса. — Москва — Пекин: Изд. ЦАГИ, Авиаиздат. КНР, 1995, с. 25 — 59.
3. Боксер В. Д. Некоторые особенности околозвукового обтекания профилей // Ученые записки ЦАГИ. 1980. Т. XI, № 2, с. 107 — 112.
4. Боксер В. Д. Экспериментальное исследование высоты местной сверхзвуковой зоны и волнового сопротивления при околозвуковом обтекании профиля // Ученые записки ЦАГИ. 1981. Т. XII, № 6, с. 98 — 103.
5. Боксер В. Д. Развитие отрыва и его влияние на аэродинамику сверхкритических профилей при околозвуковых скоростях // Ученые записки ЦАГИ. 1988. Т. XIX, № 5, с. 60 — 69.
6. Боксер В. Д., Волков А. В., Петров А. В. Применение тангенциального выдува струй для снижения сопротивления сверхкритических профилей при больших дозвуковых скоростях // Ученые записки ЦАГИ. 2009. Т. XL, № 1, с. 8 — 16.
7. Боксер В. Д., ВолковА. В., Петров A.B., Судаков Г. Г. Можно ли улучшить аэродинамику сверхкритического крыла? // Полет. 2008. 90-летие ЦАГИ, с. 70 —
76.
8. Петров А. В., Шеломовская В. В. Метод расчета коэффициента импульса струи, потребного для ликвидации отрыва потока на профиле крыла // Труды ЦАГИ. 1979, вып. 1977.
9. Petrov A. V. Seperation flow over a high-lift wings and active flow control. High-lift and separation / CEAS European Forum, RAES Proc. London, 1995, р. 20.1 — 20.7.
10. Петров А. В. Энергетические системы увеличения подъемной силы крыла.
ЦАГИ — основные этапы научной деятельности 1968 — 1993. — М.: Наука — Физматлит,
1996, с. 60 — 67.
11. Malmuth N. D., Murphy W. D., Shankar V., Cole J. D., Cumberbatch E.
Studies of upper surface blown airfoils in incompressible and transonic flows // AIAA-80−1270, 1980.
Рукопись поступила 31/VIII2010 г.

ПоказатьСвернуть
Заполнить форму текущей работой