close

Вход

Забыли?

вход по аккаунту

?

О поправках на влияние границ потока (индукцию трубы) к аэродинамическим характеристикам моделей испытываемых вблизи экрана..pdf

код для вставкиСкачать
УЧЕНЫЕ
т о ом
удк
ЗАПИСКИ
ЦАГИ
оМl
1974
V
629.7.018:1.533.682
О ПОПРАВКАХ НА ВЛИЯНИЕ ГРАНИЦ ПОТОКА (ИНДУКЦИЮ
ТРУБЫ) К АЭРОДИНАМИЧЕСКИМ ХАРАКТЕРИСТИКАМ
МОДЕЛЕЙ, ИСПЫТЫВАЕМЫХ ВБЛИЗИ ЭКРАНА
С. д. Ермоленко, Ю. А. ПрудНUКО8, В . .У. Соболенко
Проведено экспериментальное
исследование влияния границ
потока в открытой рабочей части аэродинамической трубы вблизи
экрана на
в плане нением л.
суммарные
характеристики
моделей
прямоугольных с удлинением
= 2,31.
'. = 5
крыльев
двух форм
и треугольных с удли­
При исследовании в аэродинамической трубе влияния экранирующей поверх­
!Ности на характеристики летательного аппарата индукцией трубы обычно пр е­
небрегают, считая ее в этом случае малой. Между тем теоретические оценки [1],
р] показывают, что при достаточно больших расстояниях от модели до экрана
поправки на индукции трубы к аэродинамическим коэффициентам MorYT иметь
порядок прироста этих коэффициентов, вызванного влиянием экрана. Однако
какие-либо опытные
данные,
авторам
отсутствуют.
литературе
подтверждающие
это обстоятельство, в известной
Нами экспериментальным путем было определено влияние границ потока
аэродинамической трубы на характеристики моделей крыльев двух форм в пла­
не - прямоугольных с удлинением л. = 5 и треугольных с удлинением л.
2,31 при различных относительных расстояниях от экрана до задней кромки h=hjba
{Ь а - средняя аэродинамическая хорда крыла).
Труба имеет открытую рабочую часть, сопло эллиптического сечения с раз­
мерами на срезе 4 Х 2,33 м. Модели крыльев, изготовленные с высокой точно­
=
оСтью,
имели
симметричный
профиль
NACA-OO.
Экран
в виде
тонкой плоской
панели ё::::: 0,2 со скругленными передней и боковыми кромками занимал прак­
тически
всю
длину
и
ширину
рабочей
части
трубы.
При
угле
атаки
а = О
плоскость хорд крыла примерно совпадала с горизонтальной плоскостью сим­
метрии трубы.
Предварительные исследования показали, что поле рабочей части трубы
без экрана и с экраном достаточно равномерное и практически одинаково, а дав­
ление на поверхности экрана всюду, кроме областей, прилегающих к передней
и задней кромкам, весьма мало отличается от атмосферного. Толщина погранич­
слоя экрана в месте размещения моделей значительно меньше рассматри­
Horo
вавшихся в опытах расстояний от экрана до задней кромки крыльев.
В практике аэродинамических лабораторий индукцию трубы принято учи­
тывать поправками к углу атаки Аа и к коэффициенту лобового сопротивления
/::"С Х модели
аист=а+Аа,
сх
ист
=сх+Асх ,
где
А СХ =ос -S
х
F
2
су.
83
Здесь 8. и 8
с
- поправочные
КО9ффициенты
х
.минус" для трубы с открытой
рабочей
на
индукцию
частью);
трубы
(со
знаком
отношение площади мо-
S/F -
дели крыла к площади поперечного сечения рабочей части (среза сопла) трубы;
с х и Су -
КО9ффициенты лобового
Поправочные
КО9ффициенты
испытаний в трубе серии
сопротивления и подъемной силы модели.
8
а
и 8
с
обычно
х
геометрически
подобных моделей.
~
- - -
-
-11,10 1-- -
о
1l,2.5'
-
1-- -
/
...... ,"
-о
....-
fJ,7.5'
1
Tpi!'§<'d.llbН61i!'
Ifj7/;/.II"Н j Л=2,Jl'
v
~
V
~
у
v
_......
/
./
/1/19Md§?II.II6H6'1!'
"/16/.1169; Л =.5'
075
8..5'0
d..2.5'
llj79MIII/?II.II"H/;/i!'
Ifj7bl.llb9; >"=.5'
~
:.,.... .....
-
/
./
"~.~
1- 1--
V
d,ЯJ
~
~
~
V
Фиг.
1--
9Toro строят
/
/
-
.... '
1-
Для
7
/
~
;;.;.-
результатам
1/
/
I'j7"/.IIЫl ; Л = 2,.11..,
~
по
/
T/1t'§?II.IIbHbll!'
.... ~
определяют
Фиг.2
зависимости а И С Х -
С
ХО
от относительной площади модели
ний КО9ффициента Су и, применяя
ниченного потока
SjF= О,
S/F
дЛЯ ряда значе­
9кстраполяцию на условия
Heorpan
находят соответствующие им значения угла атаки ан.
И индуктивного сопротивления
~= а-а н . п
S/F
S/F
линейную
=1 (с)
1
(с.\:: - схо )н. п' Затем по графикам
!J.c x =(CX-СХО)-(СХ-СХ)И'П=f(2)
у и S/F
S/F
2
Су
(зависимости имеют линейный характер) определяют поправочные КО9ффициенты
8 а и ОС
84
•
х
В наших
площадей:
в
случае
опытах
каждая
S/F::::: 0,06 -i- 0,25
серия
состояла
из
четырех
моделей различных
в случае прямоугольных крыльев и
S/F ~ 0,14 -+ 0,30-
треугольных.
Крылья облад.али большой
-Формации модели,
вызванной
жесткостью и поатому
аародинамической
погрешности за счет де­
нагрузкой,
были
практически
исключены.
Найденные значения поправочных
и 2 в виде зависимостей 8" и ОС
Видно, что по мере увели чения
х
h
а затем резко возрастают, но при
О"
=-
1
h.
=-
все
еще остаются в 10-20 раз мень­
Последние для
прямоугольного крыла
0,170, а для треугольного соответственно - 0,261
х
и -0,335. Сами поправки !J.(J. и !J.C x для моделей со стандартными для подобных
труб размерами S = 1,0 -+- 1,2 м2 при h
0,5 малы и ими можно пренебречь.
Если же относительное расстояние 7i достаточно велико h> 0,5, в резу ль­
0,23,
8с
представлены на фиг.
поправочные коаффициенты сначала слабо,
h < 0,5
шими, чем в случае моделей без акрана.
равны
коаффициентов
от относительного расстояния до акрана
<
.ате испытаний,
строго говоря, следует вводить
поправки на индукцию
трубы.
ЛИТЕРАТУРА
1. F u r n е F.
К:оrrеkturfаktоrеп
flir Windkanale (Sonderfiille). DLF,
No. 1652, 1942.
2. R I с а n t J. W. Wind tunnel investigation of ground effect оп
wlngs with flaps. NACA Т. N., No. 705, 1959.
3. r о р л и н С. М., С л е з и н г ерИ. И. Ааромеханические изме­
рения. М., ~HaYKa·, 1964.
Ру"оnись nосmуnида
20/1/ 1973
г
1/--страниц
Пожаловаться на содержимое документа