Газовая и волновая динамика - часть 65

Рис. 1.

264

Рис. 2: Сверхзвуковое обтекание (M = 1, 78), линия 1 – C

x

, 2 – C

y

, 3 – C

y

1

регистрировались интегральные силовые и моментные аэродинамические нагрузки.
Угол атаки α изменялся от 0

◦

до 145

◦

с шагом 2, 4 или 5 градусов.

Примеры некоторых фотоснимков представлены на рис. 1. При α

≈ 0

◦

− 40

◦

в

ударном слое всюду, кроме малой окрестности у носа модели, течение сверхзвуко-
вое. При увеличении угла атаки до 50

◦

сверхзвуковая область смещается к донному

торцу, где наблюдается течение типа Прандля-Майера. Начиная, примерно, с α = 70

◦

и до α = 130

◦

поток в ударном слое на наветренной стороне дозвуковой, отрывные

зоны на подветренной стороне постепенно увеличиваются. Получены функциональ-
ные зависимости от угла атаки α стационарных аэродинамических характеристик
C

x

, C

y

, C

y

1

, m

z

, X

d

, где C

x

, C

y

, C

y

1

– коэффициенты сил сопротивления, подъемной

и нормальной соответственно, m

z

– коэффициент момента тангажа (в плоскости уг-

ла атаки) относительно центра тяжести модели, X

d

– координата центра давления

(аэродинамические силы отнесены к произведению скоростного напора на площадь
сечения корпуса модели, момент тангажа отнесен еще к длине модели, к которой
отнесена также координата X

d

). Аэродинамические характеристики C

x

(α), C

y

(α),

C

y

1

(α), m

z

(α) и X

d

(α) при дозвуковом (M = 0, 63) и сверхзвуковом (M = 1, 78)

обтекании изображены на рис. 2, рис. 3, рис. 4.

Рассмотрим некоторые особенности перечисленных характеристик рис. 2, при

числе Маха M = 1, 78. Функция C

x

(α) (линия 1) монотонно возрастает от величины

C

x

(0)

≈ 0, 07 при α = 0

◦

до C

x max

= 8, 2 при α = 85

◦

, при этом в интервале угла

атаки α

≈ 20

◦

− 70

◦

значение производной C

a

x

практически остается постоянным.

При α > 90

◦

C

x

(α) монотонно убывает до 3,7 при α = 145

◦

. Функция C

x

(α) является

265

Рис. 3: Дозвуковое обтекание (M = 0, 63), линия 1 – C

x

, 2 – C

y

, 3 – C

y

1

почти симметричной фигурой, относительно вертикальной прямой, α

≈ 85

◦

− 90

◦

.

Тенденцию смещения C

x

(α)

max

к α = 85

◦

можно объяснить несимметричностью но-

совой и донной частей модели. Точность определения величины C

x

, при M > 1

составляет 3-5%, при M < 1 — 4-12%.

Функция C

y

(α) (линия 2) при α = 0

◦

− 145

◦

знакопеременная в силу осесим-

метричности модели, C

y

(α) = 0 при α = 0

◦

, 90

◦

, 180

◦

. Значение C

y max

= 3, 52

соответствует углу атаки α = 45

◦

, а C

y min

≈ −3, 01 — углу α = 135

◦

.

Коэффициент нормальной силы C

y

1

= C

x

sin α + C

y

cos α (линия 3), с увеличе-

нием a монотонно увеличивается и при α = 90

◦

достигает максимального значения

C

y

1 max

= 8, 2, то есть C

y

1 max

= C

x max

.

Зависимость X

d

(α) изображена (линия 3) на рис. 4 должна сравниваться с ве-

личиной X

цт

= 0, 56, что характеризует степень статической устойчивости. В нашем

случае при α = 0

◦

− 35

◦

∆X

d

= X

d

− X

цт

≥ 0, 08, а при α < 10

◦

эта величина мо-

жет превысить 0,15. При больших углах атаки α > 120

◦

X

d

≥ 0, 08, а при α = 145

◦

достигает 0,18. Это интервалы углов атаки, при которых испытуемая модель имеет
хороший запас статической устойчивости. В диапазоне углов 35

◦

< α < 120

◦

картина

существенно меняется: по краям этого диапазона ∆X

d

= 0, 04

− 0, 06, а в средней

части (70

◦

< α < 110

◦

) ∆X

d

= 0, 01

− 0, 02, то есть запас статической устойчивости

мал.

Важная функция m

z цт

(α) (рис. 4, линия 1), отражающая устойчивость моде-

ли, имеет немонотонный характер. С увеличением угла атаки до

≈ 35

◦

величина

|m

z цт

| возрастает и достигает значения 0,46, затем производная m

α

z цт

меняет знак,

восстанавливающий момент модели уменьшается. В интервале α = 80

◦

− 100

◦

—

266

Рис. 4: Характеристики статической устойчивости при сверхзвуковом и до-
звуковом обтекании, линия 1 – m

z

M = 1, 78, 2 – m

z

M = 0, 63, 3 –

X

d

M = 1, 78, 4 – X

d

M = 0, 63

267