CC BY
125
УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ ЦАГИ Том XV 1984
М3
УДК 629.734.7
НЕКОТОРЫЕ ОСОБЕННОСТИ АЭРОДИНАМИКИ ПАРАШЮТА-КРЫЛА
О. П. Брысов, Е. П. Езеева, Ю. Г. Лимонад
Приводятся результаты физических исследований обтекания моделей парашюта-крыла с помощью оптического метода на дозвуковых скоростях. Выявлен ряд особенностей, отличающих обтекание мягкого парашютного крыла от крыла с недеформируемым контуром.
В парашютной технике получило развитие новое перспективное направление — управляемые планирующие парашюты. Они представляют собой многосекционное мягкое крыло из малопроницаемой ткани с воздухозаборниками в передней части профиля, служащими для заполнения воздухом внутренних полостей парашюта и поддержания в них повышенного давления за счет скоростного напора (рис. 1).
Известно, что при безмоторном планирующем спуске решающее значение имеет аэродинамическое качество К — отношение подъемной силы су к лобовому сопротивлению с*. Отнесенные к скорости планирования и„л горизонтальная уг и вертикальная ав составляющие скорости, высота Япл и дальность /,пл планирования связаны с аэродинамическим качеством зависимостями:
уг __ ______К______ Ув _______ 1_____ ^пл _______„
1>пл в у 1 4-/С2 ’ «пл ~ у 1 + кз 1 Япл ~К'
Из теории крыла известно, что на режиме максимального аэродинамического качества выполняется равенство
СХ 0 — СХ ИНД >
т. е. индуктивное сопротивление равно профильному. В простейшем виде
__
СХ ИНД-----г- I
яд
р
где А = ——удлинение крыла (/ — размах, 5 —площадь крыла).
О
Чем больше профильное сопротивление крыла, тем при большем значении су удается реализовать режим максимального качества и тем меньше будет сама величина АГгаах. Зависимость /Стах от сх о и X с учетом приведенных выше зависимостей имеет вид
К п
СУ _ VСх0Д>.
Экспериментально установлено, что профильное сопротивление парашютов крылового типа в 5—10 раз-больше-, чем -профильное сопротивление'жесткого крыла летательного аппарата. Соответственно этому парашютное крыло имеет ‘ значительно меньшее аэродинамическое качество. -До сих пор не удалось получить на парашюте-крыле аэродинамическое качество больше, чем 3—3,5. Большое профильное сопротивление парашюта-крыла может быть вызвано следующими причинами:
1) наличием большого числа элементов (см. рис. 1), приводящих к срыву пограничного слоя или к иным нарушениям обтекания;
2) «холмистой» формой поверхности крыла с большим числом мест, где происходит наложение пограничных слоев, что вызывает не только увеличение сопротивления трения, но и может спровоцировать местные отрывы потока;
3) особой структурой обтекания двухоболочкового аэроупругого крыла.
Для выяснения причин, (порождающих большое профильное сопротивление парашюта-крыла, были проведены теоретические и экспериментальные исследования.
Рис. 1. Схема планирующего парашюта ПО-9-2.
/—верхняя оболочка купола, 2—воздухозаборник, 3—' нижняя оболочка купола, 4—стабилизирующее полотнище, 5—основные стропы, 6—свободные концы, 7—стропы управления, в—шнур рифления
Теоретические работы [1, 2] посвящены расчету обтекания холмистых одно- и двухоболочковых поверхностей потоком идеальной жидкости. Можно ожидать, что на их основе будут найдены решения с учетом вязкости среды, которые позволят оценить влияние холмистости поверхности крыла на йеличину с* о. Однако уже сейчас можно утверждать, что выбор рациональной конструкции каркаса крыла и самой оболочки должен дать положительные результаты, количественно оценить которые позволят опыты в натурных аэродинамических трубах. Проведенные эксперименты дают возможность считать, что наибольшая доля профильного сопротивления парашюта-крыла связана со спецификой обтекания его двухоболочковой полой конструкцией.
Обратимся к результатам исследования обтекания схематических моделей мягкого парашюта-крыла на дозвуковых скоростях в аэродинамической трубе. При проведении опытов применялся оптический метод с использованием прибора Теплера, позволяющий наглядно проследить -развитие нестационарного процесса обтекания крыла во времени и зафиксировать его с использованием искровой фотосъемки и скоростной киносъемки.
В основе оптического метода лежит эффект отклонения луча света при наличии градиентов плотности. Поскольку при малых скоростях потока эти градиенты малы, то визуализировать обтекание в этих условиях возможно путем искусственного изменения коэффициента преломления в изучаемом объеме при помощи нагревательного элемента [3]. Такой нагревательный элемент, выполненный в виде спирали, устанавливался перед моделями на расстоянии хорды от передней кромки модели парашюта-крыла и позволял наблюдать картину обтекания наружной поверхности.
Общий вид установки для проведения эксперимента и конструкция модели приведены на рис. 2 (у» — скорость набегающего потока, Ь — хорда крыла). Модели выполнялись полужесткими: нервюры и каркас — жесткие; верхняя и нижняя поверхности— мягкие, из ткани с воздухопроницаемостью №«0—50 л/м2с. Стропы не моделировались. Для наблюдения спектров течения внутри крыла во всех нервюрах были сделаны вырезы. На центральной нервюре устанавливалась спираль для подогрева воздуха.
Если бы передняя часть парашюта-крыла была глухой, без воздухозаборника, то происходило бы обычное обтекание затупленного тела с образованием одной критической точки (точки раздела струй) на внешнем контуре (рис. 3, а; на рис. 3 с — относительная толщина профиля крыла). При соответствующей форме внешней поверхности сопротивление такого профиля на малых углах атаки а можно получить небольшим. Иная картина наблюдается при обтекании моделей парашюта-крыла с воздухозаборниками. Точки раздела струй в этом случае находятся внутри профиля; изнутри, навстречу потоку происходят периодичеокие выбросы масс воздуха (рис. 3, б, в, г). Эти выбросы обладают большой амплитудой и небольшой частотой. Их можно характеризовать числом Струхаля
где уоо — скорость набегающего потока, м/с; « — частота выбросов, Гц; 6 = 0,35 м — хорда крыла.
На натурном крыле с хордой 3—5 м при о = 10—20 м/с такому значению числа БЬ будет соответствовать частота выбросов п= 1—2 Гц.
Выбросы воздуха из внутренней полости вызывают пульсационный характер всего внешнего обтекания. Перед входом в воздухозаборник образуется своеобразный «волновой фронт», который перемещается вперед относительно плоскости входа на расстояние й=й/Авх=0—1,7 (Л,1—высота входа; рис. 4). Его перемещение по времени характеризуется зависимостью представленной на рис. 4. Характерно, что мак-
симальная амплитуда выброса непостоянна во времени и зависит от того, с верхней или нижней поверхности происходит срыв потока.
Рис. 2
= —— = 0,33.
оо
Рис. 3. а — обтекание жесткой модели парашюта без воздухозаборников « = 0, с = 17%, а = 5", у * = 10 м/с; в—обтекание модели с воздухозаборниками. Отрыв Усо = 10 м/с; г — обтекание полужесткой модели с воздухозаборниками. с=24%, а = 0,
По фотоснимкам спектров обтекания видно, что вместо обычного пограничного слоя, толщина которого мала по сравнению с размерами профиля, на внешних поверхностях крыла образуются зоны сильно турбулизированного обтекания —• слоя завихренности, толщина которого 1г:, соизмерима с толщиной самого профиля (рис. 5). Продольная ось х, относительно которой измерялся угол атаки, проводилась через раднюю точку профиля крыла в некотором заданном направлении. Толщина слоя завихренности к3 измерялась от поверхности профиля по нормали к продольной оси х. В качестве точки перехода к слою завихренности принималась точка на верхней поверхности профиля с продольной координатой хотр, где начинается сильное нарастание толщины слоя А3, х0тр = *0тр/6. При малых углах атаки а = 0—5° на значительной части верхней поверхности сохраняется безотрывное'обтекание. При этом основная часть выбрасываемых изнутри воздушных масс устремляется вниз, где толщина слоя завихренности в зоне наблюдения становится соизмеримой с толщиной профиля (см. рис. 3,6). При увеличении угла атаки с 5° до 20° точка отрыва потока па верхней
Ооо = 5 м/с; б — обтекание полужесткой модели парашюта-крыла с воздухозаборниками слоя завихренности с верхней поверхности передней части профиля, с = 17%, а=20°,
у оо = 5 м/с
поверхности перемещается вперед (рис. 3, в) и при а=20° лежит практически на передней кромке. При этом нижняя поверхность обтекается безотрывно.
Таким образом, периодические выбросы изнутри оказывают сильное воздействие на весь процесс внешнего обтекания. Если на модели без воздухозаборников с затупленной лобовой поверхностью крыла имеет место стационарное обтекание носовой части, то в рассмотренном случае возникает пульсирующее течение. Процесс пульсирующего обтекания неизбежно требует больших дополнительных затрат энергии, которые, по-видимому, и приводят к повышению профильного сопротивления парашюта-крыла.
Наряду с изучением физической картины описанного явления проведены поиски способов устранения выбросов из внутренней полости навстречу набегающему потоку. Здесь оказались эффективными такие средства, как введение конструктивной проницаемости поверхности оболочки, применение специальных профилей с большой относительной толщиной и большими радиусами кривизны передней кромки, выбор соответствующих размеров и мест расположения входного отверстия -воздухозаборников. Так, при обтекании модели парашюта-крыла с профилем относительной толщины с=24% (вместо с = 17% у исходного) и малым входным отверстием на режимах
'ртца „ волнШгд фронта ’
а=0-И0° выбросов не зарегистрировано (см. рис. 3,г). Они появляются при углах
атаки >20°.
Опыты показали, что введение конструктивной проницаемости оболочки модели до Къ— 5% (отношение площади отверстий к площади входа воздухозаборника) практически не приводит к изменению обтекания. При дальнейшем увеличении Кп до 8—10% выбросы слабеют и прекращаются при Кв =24%. Однако нужно заметить, что конструктивную проницаемость оболочки для устранения выбросов следует использовать с осторожностью, так как с ее введением снижается давление во внутренней полости парашюта, что может привести к потери формы купола или его ненаполнению.
Из аэродинамики срывных течений известно, что пульсирующее обтекание позволяет в определенных условиях задержать развитие срыва потока и заметно повысить подъемную силу крыла. Поэтому поиски должны быть направлены и на отыскание средств управления частотой и амплитудой выбросов. Для объектов, снабженных парашютным крылом, воспользоваться таким средством можно было бы на посадочных режимах, где определяющим становится не аэродинамическое качество, а максимальная подъемная или полная аэродинамическая сила.
ЛИТЕРАТУРА
1. Брутян М. А., Крапиве кий П. Л. К теории гибкого предкрылка. —Ученые записки ЦАГИ, 1982, т. XIII, № 6.
2. Лифшиц Ю. Б. К теории двухоболочкового парашюта.—Ученые записки ЦАГИ, 1983, т. XIV, № 6.
3. Божков В. М., Захарченко В. М., Мозольков А. С., Хонькин А. Д. Метод визуализации дозвуковых течений и его применение к исследованию обтекания профилей. — Ученые записки ЦАГИ,
1972, т. III, № 5.
Рукопись поступила 7/ХИ 1982 г.
