Рис. 1. Конструкция модели
стабилизирующий диск, диа-
метр
D
которого варьировался
от
1
,
3
d
до
2
d
.
Для определения аэродина-
мических характеристик моде-
ли использовались трехкомпо-
нентные тензовесы, позволяю-
щие измерять продольную и поперечную силы, а также момент тан-
гажа. Весы закреплялись на державке, которая, в свою очередь, бы-
ла установлена на координатнике, позволяющем изменять угол атаки
модели как в положительном, так и в отрицательном направлении.
Выходной сигнал с тензовесов поступал на измерительную станцию,
где происходило усиление сигнала, его преобразование в цифровой
вид и передача данных на ЭВМ. В целом, конструкция измеряющей
аппаратуры позволила получить осредненное значение величин аэро-
динамической нагрузки, рассчитанное по 12 точкам, снятым в течение
1 секунды, что помогло избежать погрешностей в измерении харак-
теристик, связанных с вибрацией модели. В целом, погрешности из-
мерения весовых коэффициентов не превышали 10% по каждому из
каналов.
При обработке результатов эксперимента суммарные аэродинами-
ческие силы и моменты, полученные на тензометрических весах, отно-
сились к скоростному напору и площади дискового стабилизатора. За
характерный линейный размер в расчетах аэродинамических характе-
ристик был принят диаметр корпуса. Коэффициенты момента тангажа
вычислялись относительно носика модели. Все аэродинамические ха-
рактеристики в настоящей работе представлены в системе координат,
связанной с телом.
В ходе экспериментов структуру течения на поверхности модели
определяли при помощи метода шелковинок. Шелковинки представля-
ли собой нити длиной 8 мм, прикрепленные к поверхности модели.
Картины течения на поверхности тела служили основным источни-
ком для определения точек отрыва и присоединения потока, а также
режима течения.
Структуры течения.
При визуализации структуры течения было
выявлено влияние угла атаки и удлинения корпуса летательного ап-
парата. Примеры картин течения показаны на рис. 2 и 3, из которых
видно, что при нулевом угле атаки наблюдаются два типа течения.
При больших удлинениях корпуса, например более трех калибров,
(рис. 2,
а
) наблюдаются два независимых отрыва потока. В носовой
части отрыв вызван изломом образующей, в хвостовой — наличием
прямого уступа. В этом случае зоны возвратного течения расположе-
ISSN 0236-3941. Вестник МГТУ им. Н.Э. Баумана. Сер. “Машиностроение”. 2006. № 1 43
