Текст
i.ru - Самолёт своими руками?!
ЦЕНТРАЛЬНОГО АЭРО-ГИДРОДИНАМИЧЕСКОГО ИНСТИТУТА
им. проф. Н. Е Жуковского
Выпуск 161
КРУГОВАЯ ОБДУВКА ПРОФИЛЯ NACA 23012
В АЭРОДИНАМИЧЕСКОЙ ТРУБЕ Т-103Н ЦАГИ
П. И. Радченко
/ Ьивдио1t.HA
БЮРО НАУЧНОЙ ИНФОРМАЦИИ ЦАГИ
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
КРАТКОЕ СОДЕРЖАНИЕ
Работа содержит результаты экспериментального исследования аэро-
динамических характеристик профиля NACA 23012 в аэродинамической
трубе Т-103Н ЦАГИ в диапазоне углов атаки от 0 до 360°. В ней также
приведены материалы испытаний моделей крыльев с профилями
NACA 23012 и NACA 23015, проведенных при обдувке их со стороны зад-
ней кромки при различных числах М.
ОСНОВНЫЕ ОБОЗНАЧЕНИЯ
У “Подъемная сила крыла,
У
Су = -j-----— коэффициент подъемной силы.
Q — лобовое сопротивление.
О
сх ~ “•----- —коэффициент лобового сопротивления.
— продольный момент.
ЛС
т2 = —7— ---— — коэффициент продольного момента.
-g- Р V*Sb
р — плотность воздуха.
V —скорость потока в трубе.
S =? Ы — площаль прямоугольного крыла.
b — хорда крыла.
/ — размах крыла.
. I
к = -jr — удлинение прямоугольного крыла.
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
ВВЕДЕНИЕ
Улучшение летных характеристик вертолетов в известной степени
зависит от результатов работы по дальнейшему уточнению аэродинами-
ческого расчета вертолета и, в первую очередь, его несущего винта.
В ЦАГИ были разработаны специальные методы расчетов аэродинами-
ческих характеристик несущего винта и летно-технических характерис-
тик вертолета. При выполнении расчетов такими методами необходимы
аэродинамические характеристики профилей при их круговой обдувке,
так как углы атаки на некоторых углах азимута в сечениях лопастей не-
сущего винта при малых радиусах получаются значительно больше кри-
тических.
Дело в том, что относительная скорость воздуха в сечениях лопа-
стей, создающая подъемную силу и лобовое сопротивление, изменяется
как вдоль лопасти, так (при полете вертолета с горизонтальной скоро-
стью) и при изменении ее азимутального положения. Соответственно
изменяются и углы атаки в сечениях лопастей, причем диапазон изме-
нения их довольно широк и находится в зависимости от режимов работы
несущего винта. До последнего времени при выполнении аэродинамиче-
ских расчетов коэффициенты сц и сх для больших закритических углов
атаки снимались с графиков, имеющихся в работах [1], [2] и [3]. В работе
[1] приведены результаты круговой обдувки в аэродинамической трубе
Т-5 четырех профилей: RAF-34, Мунк-12, Gottingen-429 и автожирного
профиля 2-ЭА. Работа [2] содержит результаты круговой обдувки про-
филя инверсии эллипса серии В и специального профиля, а в работе [3]
содержатся результаты круговой обдувки симметричного профиля
NACA 0015. Однако в практике вертолетостроения в настоящее время
применяются и самолетные профили из серии NACA 230. Пользование
для них зависимостями clf j (а > акрит ) и cx- j (а > акрит ) профилей
других серий снижает точность аэродинамического расчета вертолета.
Ввиду вышеизложенного и была проведена круговая обдувка про-
филя NACA 23012 в аэродинамической трубе Т-103Н ЦАГИ. Кроме того,
были получены аэродинамические характеристики профилей NACA 23012
и NACA 23015 при обдувке их со стороны задней кромки при нескольких
значениях чисел М.
ОПИСАНИЕ МОДЕЛИ И ЭКСПЕРИМЕНТА
Круговая обдувка профиля NACA 23012 выполнялась на модели
прямоугольного крыла, изготовленного из хорошо выдержанной древе-
сины по методу переклейки. Размеры модели составляли 1,8 м по раз-
маху и 0,3 м по хорде. Концы модели были скруглены по способу,
принятому в ЦАГИ: радиус скругления равнялся половине толщины
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
профиля в данном месте хорды. Удлинение модели было равно шести
(1=6). Эксперимент проводился в аэродинамической трубе
Т-103Н ЦАГИ стандартными методами
Аэродинамическая труба Т-103Н ЦАГИ имеет закрытую рабочую
часть круглого сечения диаметром £>=2,6 м и длиной 1=4 м. Модель
подвешивалась к плавающей раме шестикомпонентных аэродинамиче-
ских весов 3 АВ на полужесткой подвеске Диапазон изменения углов
атаки модели, обеспечиваемый этой подвеской, составляет 45°. Поэто-
му, чтобы сделать возможной круговую обдувку модели крыла, были
спроектированы и изготовлены специальные державки крепления Они
позволяли при восьми отдельных установках модели на весах провести
эксперимент в диапазоне а от 0 до 360° с использованием той же самой
подвески весов 3 АВ\ Передние узлы крепления модели располагались
в течение всего эксперимента на поперечной базе, равной 800 мм, а поло-
жение заднего узла крепления по продольной базе менялось для каждой
отдельной препарировки.
В течение каждого из восьми (по числу препарировок) этапов экс-
перимента, осуществлявшихся при изменении угла атаки через каждые
45°, были измерены на весах силы У, X и момент Мг и определены за
висимости cx=f(a) и mz= Да). Результаты испытаний были
исправлены на влияние поддерживающих устройств и индукцию трубы.
Программа испытаний предусматривала получение аэродинамиче-
ских характеристик профиля Сц=/ (a), cv=f (а) и т2=$ (а) в диапазоне
углов атаки от а=0 до а=360° для двух значений скорости набегающего
потока в трубе- /=20 и 40 м/сек, что соответствует следующим числам
М и Re:
Re=0,412*10° и Re=0,825-10°;
М=0,059 и М=0,117
Осуществить круговую обдувку профиля при больших скоростях
потока не представлялось возможным из-за ограничений, накладывае-
мых предельными нагрузками на аэродинамические весы 3 АВ. Для
максимальной скорости в трубе Т-103Н, равной /=56,4 м/сек, получе-
ны характеристики профиля лишь для углов атаки в диапазонах
10—35° и а= 165—220°
РЕЗУЛЬТАТЫ ИСПЫТАНИЙ
Результаты испытаний профиля NACA 23012, обработанные по
методике, принятой в ЦАГИ для аэродинамической трубы Т-103Н, пред-
ставлены на фиг. 1—8
На фиг. 1—2 приведены зависимости cy=f (а), сл=/ (а) и тг=/(а)
для полного диапазона углов атаки от а=0 до а=360° при скоростях по-
тока /=21,3 м/сек и /=41,3 м/сек, а на фиг. 3 — для области углов
атаки а=—10=35° и «=165—220° при скорости /=56,4 м/сек, С целью
сравнения на графиках фиг 4—6 приведены результаты испытаний мо-
дели при обтекании профиля со стороны передней и задней кромки
для трех значений скорости набегающего потока трубы
Изменение коэффициента момента в зависимости от коэффициента
подъемной силы для всех трех значений скорости потока в трубе пока-
зано на фиг 7 На основании фиг. 1—7 составлена табл. 1, содержащая
экстремальные значения некоторых аэродинамических характеристик
профиля NACA 23012 и их изменение при обтекании профиля со сторо-
ны задней кромки.
* Идея проведения круговой обдувки профиля на старой подвеске весов 3 АВ
с помощью специальных державок крепления посредством ряда последовательных
препарировок была подана кандидатом технических наук Б А Ушаковым
4
T-f83ti 10$
-10 -Ofi -02 ИШ 23012 <г —
—
Of 02 1 -Ok -06 -08 № ?° 2t г 31 г 4z 7е 5t Г 6t Г /0° 3L ?“ 91 гМ '0°1К Г 12 Г13 0* 16 0*15 0°16 0°17* 04 15 0° 2L '0’21 О' 2г 0°230°24 °0°2L упбоч, 1 0°200° 36 Ю°37 0 Зг '0°33 0^36 0°3L <0
L z Г
——-'
X _ J
Фиг. 1
T 103#} №?3м/сы, fie =08510$
-10 06 • Ofi 0,2 Т^2 к ДДСД 23012
6^
I ^2
1
J
-02 / -Ok -Ofi -08 \Л 7° 2t 3l Т А Г 51 7е 61 Г Л Г 3L й 1^Л 0°11i Г 12t Г 13< Г/4 7° 16 04? оЧ 30^10 О'200° 210° 22 'О’25 0а2^ 0°2Ь V26 0^27 ’0°25 At ЧГ2Ь W36 О^ЗК 7^32. 9° 33 0°36 О°35 ooia
7^
"^2
Фиг. 2
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
О?:) Од?
1л0
\ Cff\
OjS s:
о/
or\ ЧиС jr
of fO° 20° 30° 40° a
73'
— — Qfi.
OjB
-04
Z7?
О
-0,2
4404-23072 } Г-7034, V=5O^M/cex, 7О6
<5^ — Z7z
Oz?
170° po° 700a 200° 270° 220° CC
Фиг. 3
У=21,3м/сех, Яе=ОЬЪ 10 ff
Фиг. 4
6
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
V = 4.1,$ м/сек> fle=0j85 70°
Фит. 5
7
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Из табл 1, а также фиг 1—7 видно, что аэродинамические характе-
ристики профиля NACA 23012, полученные при обтекании его потоком
со стороны задней и передней кромки, существенно отличаются Необхо-
димо отметить, что для скорости потока V—21,3 м1сёк имеет место
перегиб в кривых с,—/(а) и на углах атаки, близких к 180°
(фиг 4), причем у кривых ct/—f (<х) перегиб довольно значительный, а у
кривых fns~j (а) он гораздо меньше5* Из фиг 4—-6 видно, что при обте-
кании со стороны задней кромки величина коэффициента момента про-
филя и его производной изменили свой знак на противоположный
по сравнению с аналогичными величинами при прямом обтекании
профиля
Максимальное значение коэффициента подъемной силы при обтека-
нии со стороны задней кромки достигается на меньших истинных углах
атаки (акрит 10°,2) гю сравнению с прямым обтеканием, при котором
^крит = 17°,75
При обтекании профиля со стороны задней кромки величина су тах
на 40%, а производной в среднем на 9% меньше, чем при прямом
обтекании
Минимальное значение коэффициента сопротивления cvnin при об-
ратном обтекании в два раза больше, чем при прямом обтекании
профиля
Значение коэффициента момента тг0 (значение тг при при
обдувке сзади по абсолютной величине в среднем в 5 раз больше, чем
его значение при обтекании спереди, и имеет другой знак (фиг 7)
Центр давления профиля при обдувке со стороны задней кромки
значительно сдвигается назад и располагается на расстоянии 69—76%
хорды от передней кромки.
* Аналогичное явление на малых скоростях отмечается и в работе [1].
8
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Все рассмотренные явления в изменении аэродинамических харак-
теристик профиля NACA 23012 при обдувке сзади являются характер-
ными. Объясняется это тем, что повернутый на 180° профиль обтекается
хуже, чем профиль в прямом положении. Он имеет тогда острый носик,
заднее положение максимальной толщины и вогнутости и толстую за-
кругленную заднюю кромку. При таких геометрических данных профиль
имеет неблагоприятную картину распределения давления, более резко
выраженную диффузорную часть, что приводит на небольших углах
атаки к резкому смещению точки перехода и к преждевременному срыву
потока.
Наличие острой передней кромки является причиной появления
местного срыва потока, который, в свою очередь, является причиной из-
гибов кривых ctJ=f (а) и tnz=f (а), имеющих место на истинных углах
атаки, близких к пулю Резкое смещение точки перехода вперед, прежде-
временный срыв потока, а также наличие толстой закругленной задней
кромки приводит к значительному увеличению лобового сопротивления.
Из фиг 1 и 2, а также из табл. 1 видно, что на угле атаки а=90°,
когда крыло расположено перпендикулярно к набегающему на нижнюю
поверхность профиля потоку, коэффициент подъемной силы с^О как
Таблица I
NACA 23012; Л = 6; Т-103Н
<№ п/п У [м/сек] 21,3 41,3 56,4
1 Re 10—в 0,412 1 0,825 1,235
2 м 0,059 0,117 0,176
3 ctt прямое обтекание 1,12 1.14 1,145
4 обратное обтекание If llluA. Л- 0,71 0,69 0,67
5 акри* прямое обтекание 17° ,75 17°.7 17°,6
6 “крит обратное обтекание 10°. 2 10” ,2 10°, 1
7 (4): (3) 0,634 0,605 0,585
8 Су прямое обтекание 4,44 4,1 3,95
9 Су обратное обтекание 3,64 3,73 3,87
10 (9): (8) 0,82 0,91 0,98
11 Су (а = 90°) 0,005 —0,015 —
12 Су (а — 270°) —0,080 —0,090 —р
13 сrmin прямое обтекание 0,01 0,01 0,01
14 щ1п обратное обтекание 0,027 0,02 0.02
15 (14): (13) 2,7 2,0 2,0
16 СХ (а = 90’) 1,18 1,165
17 С v (а = 270°) 1,140 1,120 ——
18 а0 прямое обтекание —1°,25 —1%2 -гл
19 а0обратное обтекание 179’,3 179’,3 179’4,
20 т? прямое обтекание —0,228 —0,226 —0,217
21 т' обратное обтекание 0,690 0,73 0,76
* Здесь акрит — истинный (аэродинамический) критический угол атаки сечения,
отсчитываемый от аэродинамической хорды, т. е. учитывающий с0.
9
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
i- Ci
i
1 ( ~~vu
c
c - ji
7) Q - 77 \j
jF 0
С9, у —th 1 I // а Л Л... 1 >0°200"^ 280°290° 3b l t '\. । 1 1 4?j7 =/?44 10s V г-ЛР<7 L— —_ II
01 Ш
1 - 0^ ——
— /V ц л\ — Г 1 1 i — II 1 1 1 i ? -a II 'T 1
f(
1 А —-— $5 0 —
0 j1 _ ff
— — & - □ ft" i\ ii n 1 -/1
// £— — 1 1 » лм i \l /) // fl L—
c
0 5^ z
^<7
-VI 1 д — — ~ jf // n t
\\ /t /f у
\\ у ft I Q 1 '!
п \ C 1 il
7 17
1 4
—X c Чл 3 ——
X±J 1 1 л 1 1 -Ob -П£ 7
ю
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
при V=21,3 м/сек, так и при У=41,3 м/сек На угле атаки а~270°, когда
крыло также расположено перпендикулярно к набегающему потоку, но
поток подходит к верхней поверхности профиля, су^—0,1 на тех же
скоростях потока.
Соответственно коэффициент лобового сопротивления профиля
NACA 23012 на угле атаки *=90° равен 1,18 при V=21,3 м/сек и 1,165
при V—41,3 м/сек, а на угле атаки «=270° величина сА- IJ4 при
V=21,3 м/сек и 1,12 при V=41,3 м/сек.
Таким образом, значения коэффициентов лобового сопротивления
профиля при набегании потока под углом в 90° как на верхнюю поверх-
ность профиля, так и на нижнюю практически одинаковы и близки к
значению сх плоской квадратной пластинки, расположенной перпендику-
лярно к потоку (Сфъп=1,28).
Как видно из фиг. 8, заметного влияния чисел Рейнольдса на аэро-
динамические характеристики профиля Су—/(a), (а) и mz==f(a)
в данном эксперименте не замечено
СРАВНЕНИЕ РЕЗУЛЬТАТОВ ИСПЫТАНИЙ ПРОФИЛЕЙ
NACA 23012 и NACA 23015 ПРИ ОБДУВКЕ ИХ СО СТОРОНЫ
ЗАДНЕЙ КРОМКИ В РАЗЛИЧНЫХ ТРУБАХ ЦАГИ
Исследования аэродинамических характеристик профилей при
обдувке их со стороны задней кромки проводились не только в аэроди-
намической трубе Т-103Н, но и в других аэродинамических трубах
ЦАГИ. Так, профиль NACA 23012 испытывался при обдувке со стороны
задней кромки в аэродинамической трубе 309/1, а профиль NACA 23015—
в аэродинамической трубе 301/1. Удлинение модели крыла с профилем
NACA 23012 было равно 5, а крыла с профилем NACA 23015 — 4.
В целях сравнения результатов исследований этих профилей услов-
но была использована теория индуктивного сопротивления и произведен
пересчет характеристик на удлинение со.
На фиг. 9 и 10 приведены сравнительные графики зависимостей
(aM ) и cy~f (схр ) профилей NACA 23012 и NACA 23015, получен-
ных из испытаний при обдувке профилей со стороны задней кромки для
близких значений чисел М и Re в аэродинамических трубах Т-103Н,
309/1 и 301/1 ЦАГИ.
11
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Из этих графиков следует, что при обдувке профилей NACA 23012
и NACA 23015 сзади в аэродинамических трубах 301/1 и 309/1 имел
место аналогичный характер изменений их аэродинамических характе-
ристик, что и при испытании профиля NACA 23012 в Т-103Н* наблюдает-
ся такой же перегиб в кривых су=[ на углах атаки, близких к 180°,
и резкое увеличение сопротивления по сравнению с сопротивлением при
прямом обтекании
Фиг. 10
Испытания профиля NACA 23012 в аэродинамической трубе 309/1
при обдувке со стороны задней кромки проводились при числах М от
0,278 до 0,502, т. е. при существенно больших скоростях воздушного по-
тока трубы, чем в испытаниях эюго же профиля в Т-103Н Кроме того,
измерение аэродинамических сил в области углов атаки а> 180° произ-
водилось более тщательно (через каждые полградуса изменения в вели-
чине d при прямом и обратном ходе). Результаты этих исследований
представлены на графиках фиг. 11—15.
ШСД 23312
12
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
------прям&е адткеяляхе
Фиг. 12
/Ш 23012
-----fipmoe Mfrnewr/ше
Фиг. 13
13
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Из кривых фиг. 11 и 15 видно, что при обтекании профиля со сторо-
ны задней кромки производная с"00 при набегании потока на верхнюю
поверхность (*>180°) примерно на 30% меньше, чем при набегании
потока на нижнюю поверхность (а<С180°).
Кроме того, в последнем случае производная с*00 имеет практически
одинаковые значения с этой величиной для прямого обтекания профиля
на всех числах М.
Из рассмотрения кривых фиг. 12 и 14 следует, что при испытании
профиля NACA 23012 в трубе 309/1 в диапазоне чисел М от 0,28 до 0,5
минимальное значение профильного сопротивления слр Ш1П при обдувке
сзади, так же как и при испытании этого профиля в Т-103Н на меньших
числах М, в два раза больше этой величины при прямом обтекании.
Как видно из фиг. 12, это различие в значениях коэффициента схр
при прямом и обратном обтекании с увеличением су резко возрастает.
Так, для су=0,4, величина схр профиля NACA 23012 при обдувке сзади
в четыре раза больше, чем схр при прямом обтекании для всех обозначен-
ных на графике чисел М.
14
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
На фиг. 13 представлены зависимости cnz=f (Су) для прямого и об-
ратного обтекания профиля при различных величинах чисел М.
Центр давления профиля при обдувке сзади в области углов атаки
а<Ч80° (когда поток набегает на нижнюю поверхность профиля) сдви-
гается значительно назад и находится на расстоянии 72—76% хорды от
передней кромки. При а>180° (когда поток набегает на верхнюю, более
выпуклую поверхность профиля) центр давления смещается назад еще
на 10—13% хорды и располагается на расстоянии 84% хорды при
М^0,3 и на расстояний ^90% хорды при М^-0,4-~0,5.
СОПОСТАВЛЕНИЕ КРУГОВЫХ ОБДУВОК ПРОФИЛЕЙ,
ПОЛУЧЕННЫХ В РАЗЛИЧНЫХ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ ТРУБАХ
На фиг. 16—24 приведены сводные графики зависимостей
cx=f (а) и mz=f (*) в диапазоне углов атаки от а=0 до «=360° для
девяти различных профилей, полученных в различных аэродинамических
трубах*. Так, профиль NACA 23012 испытывался в аэродинамической
трубе Т-103Н ЦАГИ; профили RAF-34, Мунк-12, Gottingen-429 и авто-
жирный профиль 2'ЭА—в аэродинамической трубе Т-5 ЦАГИ [1]. Кру-
говая обдувка специального профиля и профиля инверсии эллипса се-
рии В осуществлялась в аэродинамической трубе № 3 лаборатории
имени проф. Н. Е. Жуковского [2]. Аэродинамические характеристики
профиля NACA 0012 в области углов атаки от *=0 до а=360° приводят-
ся по данным из иностранной литературы. Испытание профиля
NACA 0015 было выполнено на углах атаки от «=0 до *=180° в трубе
малой турбулентности [3]. Испытываемое крыло имело хорду длиной
0,456 м и своими концами упиралось в стенки трубы. Число Рейнольдса
при этом было равно Re=^l,23- 106.
Из рассмотрения графиков фиг. 16—24 видно, что характер течения
кривых для всех рассмотренных профилей одинаков. Значения коэффи-
циентов су, сх и тг сравнительно близки между собой, за исключением
величин Су и сх на некоторых углах атаки у профилей NACA 0012 и
NACA 0015. Так, из фиг. 16 и 17 видно, что на углах атаки 6=30^70°,
120^ 140°, а^210—260° и а^<280—330о значения коэффициентов
подъемной силы у профилей NACA 0012 и NACA 0015 заметно отличают-
ся от су других профилей, существенно превосходя их по абсолютным
величинам. Из фиг. 19 и 20 явствует, что и коэффициенты лобового сопро-
тивления сх у этих профилей существенно больше, чем у остальных про-
филей в очень обширных областях углов атаки: 45°<а<445° и
220°О<320°.
На углах атаки *=90° и а=270° коэффициент сх у профиля
NACA 0012 оказался равным значению 2,07, а у профиля NACA 0015
сх^ 1,77, тогда как у всех остальных рассмотренных здесь профи-
лей величина сх на этих же углах атаки колеблется в пределах от 1,11
до 1,38, т. е. близка к значению коэффициента лобового сопротивления
квадратной плоской пластинки сЛШ1=1,28.
Коэффициент лобового сопротивления плоской прямоугольной плас-
тинки при бесконечном ее удлинении, согласно графику 10.7 из работы
[4], растет, приближаясь к 2.
Как видим, к этому значению близки коэффициенты лобового со-
противления профилей NACA 0012 (Сг9о«=2,О7) и NACA0015 (cv9(r^=l,77),
поскольку при испытании модели крыльев упирались своими концами в
стенки аэродинамических труб, и испытания были равносильны испыта-
ниям крыльев при бесконечном удлинении.
* Во избежание скученности кривых на фиг. 22—24 значения коэффициента
момента tn для профилей из работ Ч] и [2] приведены с обратным знаком.
15
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
91
16
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
2”*радченко
1"- 1
о
|_. .
Q
1 1
0 и- )
1
с и
Е § S
lit *Ч Al s< ё * § X 1 $! 2S Ч. Sr m
-
0
О 1 т
- . ...
. о * 4
"§
1 о § -
о J лХ
1
1 1 ° >
Ch
! сх _
—
&
о ’
I
; 1
?§' ... . 1 ** 1
r^MW^PW*11*4*3*** I
S!
17
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
- 18
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
19
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Фиг, 20
20
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Фиг. 22
21
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
Фиг. 24
22
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
ВЫВОДЫ
В результате круговой обдувки профиля NACA 23012 в аэроди-
намической трубе Т-103Н ЦАГИ, а также испытаний моделей крыльев
с профилями NACA 23012 и NACA 23015 при обдувке их со стороны
задней кромки, проведенных в других аэродинамических трубах
ЦАГИ, получены следующие выводы:
1. При переходе через угол атаки а—180° имеет место изгиб
кривых cy~f(a) и mz= f (а), шричем у кривых бу =/(а) при Re =
= 0,44- 10е перегиб довольно значительный, а у кривых тг —f (а)
гораздо меньше.
2. Производная с“°°при переходе через угол атаки «=180° заметно
изменяется; для углов атаки а<480° она практически совпадает
с производной при прямом обтекании, а для углов атаки 180° ее
значение уменьшается примерно на 30% iso сравнению со значением
при прямом обтекании.
3. Максимальное значение коэффициента подъемной силы при
обтекании профиля со стороны задней кромки достигается на мень-
ших истинных углах атаки («крит= 10°,2) по сравнению с прямым
обтеканием, при котором акрИт = 17°,75.
4. Величина су шах профиля при обтекании его со стороны задней
кромки почти в два раза меньше, чем cvmax профиля, обтекаемого
спереди.
5. Минимальное значение лобового сопротивления профиля при
обдувке сзади в два раза больше сопротивления при обдувке спереди.
6. Коэффициент лобового сопротивления профиля NACA 23012,
расположенного перпендикулярно к набегающему потоку (а~ 90° и
а = 270°), оказался равным 1,18, т. е. близким к значению сх плоской
пластинки (Цкпл = 1,28).
7. Центр давления профиля при обдувке его сзади значительно
смещается по хорде: для углов атаки а <180° он располагается на
расстоянии 72—76% хорды от передней кромки, а для углов атаки
а >180° он сдвигается еще больше назад от передней кромки и
располагается на расстоянии 84—91 % хорды.
8. Изменение чисел Рейнольдса в диапазоне от Re = 0,412* 10® до
Re = 1,235-10® не оказывает существенного влияния на аэродинами-
ческие характеристики профиля NACA 23012 во всем диапазоне
углов атаки от а = 0 до а = 360°,
ЛИТЕРАТУРА
1. Петрунин В Г., Круговая обдувка четырех профилей ротора автожира.
Испытание в аэродинамической трубе отсека лопасти автожира в натуру, Труды
ЦАГИ, вып. 256. 1936.
2. Ши рманов П. М., 1. Устойчивость пути изолированного крыла, II. Круго-
вая обдувка крыльев, Труды ЦАГИ, вып 36, 1928.
3. Pope Alan, the forces and moments over an NACA 0015 airfoil througli
180° angle of attack, „Aerodigesr, Ns 4, apnl, 1949.
4. Мартынов А. К., Экспериментальная аэродинамика, Оборонгиз, 1950.
www.vokb-la.spb.ru - Самолёт своими руками?!
ОГЛАВЛЕНИЕ
Стр,
Введение ....................................................... 3
Описание модели и эксперимента ................................ --
Результаты испытании............................................ 4
Сравнение результатов испытаний профилей NACA 23012 и
NACA 23015 при обдувке их со стороны задней кромки в раз-
личных трубах ЦАГИ......................................... 11
Сопоставление круговых обдувок профилей, полученных в раз лич
ных аэродинамических трубах................................ 15
Выводы ........................................................ 23
Отв. редактор Г. Р. Кваша Корректор И. И, Пасхалов
Рукопись поступила 10/IV 1958 г. Бесплатно Объем П/2 п. л, 57500 зн. в печ, л. Подписано к печати 8/1V 1959 г. Уч.-изд. л, 2,1
Г-51310 Типография ЦАГИ Зак. 3353