Исследование влияния температуры поверхности на аэродинамическое сопротивление крыла

Full Text

Обоснование. Известно, что можно изменять аэродинамические характеристики крыльев летательных аппаратов путем применения энергетических средств управления обтеканием [1, 2]. Одно из таких средств — нагрев поверхности обтекаемого тела [3–7]. Применение данного способа приводит не только к смещению точки перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный [3], но и к снижению сопротивления за счет передачи потоку дополнительной энергии [4].

Влияние слабого теплообмена на аэродинамическое сопротивление исследовалось в случае обтекания плоской пластины [4–7]. В частности, показано, что с повышением температуры поверхности пластины ее сопротивление уменьшается. Данный факт был подтвержден как теоретически, так и путем проведения эксперимента, а также расчетами по методу конечных элементов. Наибольший практический интерес представляет исследование влияния слабого теплообмена на лобовое сопротивление крыла.

Цель — экспериментальным путем определить связь между аэродинамическим сопротивлением крыла и температурой его поверхности, сравнить результаты эксперимента с результатами, полученными для плоской пластины.

Методы. Для проведения эксперимента была изготовлена модель, представляющая собой крыло размахом l = 420 мм, хордой b = 140 мм, симметричным профилем NACA-0018 c относительной толщиной $\overline{с}=18$ %. Модель состоит из двух частей: нагреваемой нижней, и верхней, имеющей комнатную температуру. К поверхности нижней части модели с внутренней стороны припаяны нагревательные элементы, а к верхней — приклеены емкости со льдом, чтобы замедлить процесс передачи тепла от нижней поверхности к верхней, поддерживая таким образом ее температуру на уровне комнатной (рис. 1).

 

Рис. 1. Сечение экспериментальной модели

 

Эксперимент проводился в аэродинамической трубе малых дозвуковых скоростей Т-3 Самарского университета [8] при скорости набегающего потока равной $V_{\infty }=26$ м/с, и температуре набегающего потока равной $t_{\infty }=20$ °С. Всего было проведено по пять экспериментов при восьми различных значениях температуры нижней поверхности.

Для отыскания коэффициента профильного сопротивления крыла с целью сравнения результатов эксперимента с теорией, полученной для плоской пластины [4], был применен метод наименьших квадратов (МНК). С помощью МНК построен график зависимости относительного коэффициента профильного сопротивления крыла от относительного приращения температуры его нижней поверхности (рис. 2).

 

Рис. 2. Сравнение результатов эксперимента с теорией

 

Результаты. Получено снижение лобового сопротивления крыла практически на одинаковую величину во всем диапазоне докритических углов атаки при повышении температуры его нижней поверхности. Поскольку подъемная сила крыла с увеличением температуры поверхности не изменялась, то снижение сопротивления крыла обусловлено преимущественно снижением его профильного сопротивления. Значения температур нижней поверхности крыла ${Т}_w$ и соответствующие им значения коэффициентов профильного сопротивления ${с}_{харТ}$, полученных с помощью применения МНК к уравнению поляры первого рода, приведены в таблице.

 

Таблица. Результаты обработки экспериментальных данных

${Т}_w$, K	293,0	299,9	307,1	314,5	321,5	329,6	335,8	343,5
${с}_{харТ}$	0,0231	0,0206	0,0215	0,0230	0,0217	0,0198	0,0212	0,0200

 

На рис. 2 показана линия, аппроксимирующая экспериментальные точки, и кривая, построенная с применением теории, которая получена для плоской пластины. Как видно, они достаточно близки.

Выводы. Получено, что с увеличением температуры нижней поверхности крыла его сопротивление уменьшается. Результат эксперимента хорошо согласуется с теорией для плоской пластины, что свидетельствует о возможности применения данной теории для оценки профильного сопротивления крыла, с учетом слабого теплообмена.

About the authors

Самарский национальный исследовательский университет имени академика С.П. Королева

Email: zadorozhnyuk.alex@mail.ru

студент, группа 3409-240507D, институт авиационной и ракетно-космической техники

Russian Federation, Самара

Самарский национальный исследовательский университет имени академика С.П. Королева

Author for correspondence.
Email: frolov_va_ssau@mail.ru

научный руководитель, кандидат технических наук, доцент; доцент кафедры конструкции и проектирования летательных аппаратов

Russian Federation, Самара

References

Supplementary files