О влиянии удлинения треугольных крыльев на структуру ближнего вихревого следа Текст научной статьи по специальности «Механика и машиностроение»

УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ Я А Г И То м XI 19 80

№ 5

УДК 629.735.33.014.16.015.3.025.1

О ВЛИЯНИИ УДЛИНЕНИЯ ТРЕУГОЛЬНЫХ КРЫЛЬЕВ НА СТРУКТУРУ БЛИЖНЕГО ВИХРЕВОГО СЛЕДА

Е. П. Визель

Приводятся результаты экспериментального исследования особенностей отрывного обтекания тонких плоских крыльев различного удлинения. Изучались в широком диапазоне углов атаки конфигурации вихревой пелены, образующей ближний вихревой след, связь их с закономерностями изменения давления в следе и аэродинамических характеристик.

Экспериментальное изучение влияния удлинения на характер обтекания тонких треугольных крыльев, как правило, ограничивалось анализом закономерности перемещения точки разрушения вихря [1, 2]. В работе [2| рассмотрена также картина течения на поверхности крыльев различного удлинения с помощью масляных покрытий. Результаты теоретического исследования [3] более обширны и включают расчеты нелинейных аэродинамических характеристик различных несущих поверхностей и характеристик спутного следа за ними. Несмотря на большое число работ, посвященных аэродинамике вихревого следа тонких треугольных крыльев, перестроение структуры вихревого следа, происходящее с изменением удлинения, и ее связь с разрушением вихря и изменением несущих свойств практически не исследовались. В работе |4[, в которой изучалась общая структура вихревого следа прямоугольного н треугольного крыльев, показано, что экспериментальные подходы, связанные с обнаружением в следе и построением форм вихревых поверхностей, позволяют получить объяснения особенностей зависимостей аэродинамических коэффициентов и распределения давления в следе. Поэтому экспериментальные методы, апробированные в работе [4], были использованы в данной работе.

Объектом настоящих исследований была серия из семи тонких плоских крыльев с удлинением Х = 0,5-*-4. Кромки всех крыльев образовывались несимметричной фаской. Ширина ее равнялась двум толщинам крыла. Относительная толщина крыльев лежала в пределах с = 0,012 -+-0,15. Проводились весовые испытания и измерения шариковым пневматическим насадком [5] распределения давления в следе. У крыльев с А= 1,5 и 4 в сечении х == 1,02 определялась конфигурация вихревой пелены, образующей вихревой след в широком диапазоне углов атаки. Для этого применен основанный на использовании свойств вихревой пелены метод пульсаций. Известно (3, 4, 6], что вихревая пелена нестационарна и в ней уровень пульсаций скорости или давления существенно больше, чем в смежных областях.

Для индикации положения нелепы применялся прибор, состоящий из трубки полного напора и присоединенный к индуктивному датчику ДМИ-0,1. Пневматический приемник спроектирован по рекомендациям работы [7]. Во время опытов значения мгновенных давлений регистрировались шлейфовым осциллографом при непрерывном перемещении координатника с индикатором вдоль заданного лииейного отрезка. С координатника на осциллограф дополнительно выводилась отметка пути, позволяющая устанавливать на осциллограмме координаты точек. В результате получались своеобразные разрезы следа, позволяющие выделить участки с существенной нестационарностью течения. След от пересечения вихревой пелены плоскостью уг получен, как геометрическое место точек с координатами максимумов средних амплитуд пульсаций давления.

Схемы конфигураций вихревой пелены показаны на рис. 1. У крыла с X = 1,5 на углах атаки, меньших величины угла, при которой вихрь разрушается у задней кромки крыла (а<а*), имеет форму спирали, причем размеры спирали увеличиваются с ростом угла атаки. Точка минимального давления находится в центре спирали. Зависимость коэффициента минимального давления, измеренного в центре ядра вихря />„,!„ (а) при спиральной форме пелены, имеет экстремум в виде узкого пика [4].

Разрушение вихря характеризуется распадом его спиральной структуры и формированием замкнутой вихревой оболочки на месте разрушенного ядра [4]. При испытаниях в гидроканале (рис. 2) хорошо видна коническая форма этой

Х“/,5;а<о(* а = Г5° а =20° ос = 25

Уа

0,1

О

19

О 0,5 га 1,0

О 0.25 0,5 0,75

/—основная вихревая пелена; 2 -вторичная вихревая пелена

Рис. 1. Конфигурации вихревой пелены в сечении ж- = 1,02 (метод пульсаций)

І

/—с подачей воздуха в переднее отверстие;

2—без подачи воздуха а переднее отверстие

Рис. 2. Картина обтекания треугольного крыла с ).= 1,5 в гидроканале. Метод воздушных пузырьков, а = 30°, Яе = 1,5* 10е

пелены. Вихревая пелена в диапазоне углов атаки «і<в<акр (акр — угол атаки> соответствующий максимуму подъемной силы) как бы делится на две части. Первая часть пелены, начинающаяся от носка крыла, образует устойчивый вихрь. Замкнутая коническая вихревая оболочка является продуктом распада этой устойчивой части вихревого следа. Она окружена внешней вихревой оболочкой, образованной той частью носовой пелены, которая не попала в начальную устойчивую часть вихревого следа.

Такая картина течения наблюдалась в визуальных опытах в гидроканале, проводимых по методу воздушных пузырьков (с'м. рис. 2), если проследить траекторию воздушных пузырьков, выходящих из отверстия на передней кромке. В поперечном’ сечении описываемая конфигурация вихревого следа выглядит как два овала, расположенные один внутри другого (см. рис. 1, а = 35°). С дальнейшим ростом углов атаки обе оболочки смыкаются и сечение вихревой пелены в диапазоне углов атаки акра ®тіп (аті„— угол атаки, соответствующий минимуму коэффициента нормальной силы) Сятіп приобретает форму петли (см. рис. 1). За крылом ниже зоны разрушения на рнс. 2 заметно восстановление ядра вихря, которое наблюдалось только во время опытов в воде и специально не изучалось.

Опыты с крылом А = 1,5 по методу пульсаций позволили обнаружить и вторичную вихревую пелену (вторичный вихрь) [8]. Она образуется между ядром вихря и кромкой крыла в результате отрыва потока, происходящего под воздействием скоростей, индуцированных основным вихрем. Вторичная пелена на угле атаки а= 15 (минимальном в данном эксперименте) устойчивых спиральных форм не образует. Она имеет овальную форму. С ростом углов атаки вторичная пелена отрывается от поверхности и присоединяется к основной пелене. При а =15° обе пелены вблизи кромки крыла образуют >.-образную структуру. На крыле с Х = 4 вторичной пелены не обнаружено (см. рис. 1).

Основная вихревая пелена крыла с Х = 4 в диапазоне углов атаки 10°^ <а-Окр спиральных и овальных форм не имеет. Основываясь на анализе распределения давления в следе, можно утверждать, что и на углах атаки меньше 10° и меньше угла атаки а = 8°, при котором начинается уменьшение производной Су на крыле с >- = 4’, устойчивые спиральные формы вихревой пелены в сечении х— 1,02 не реализуются. В принципе их существование возможно вблизи носка крыла, что требует специального исследования.

Изобары, измеренные шариковым насадком [5] на крыле с >. = 4, показаны на рис. 3. Градиенты давления при а^10° малы по сравнению с аналогичными данными по крылу с Х = 1,5, а изобары вытянуты вдоль размаха крыла. Форма изобар при а = 7, 10 и 20° одинакова, что свидетельствует о сходной структуре следа. Отсутствует экстремум зависимости минимального давления в ядре вихря

~0Л5

к ~20’

Рнс. 3. Треугольное крыло с X =■ 4. Изобары, измеренные шариковым насадком (х — 1,02)

от углов^ атаки типа ярко выраженного пика. Так, в сечении х— 1,02 при а = 4, 7 и 10° ртщ = —0,21; —0,6; —0,54 соответственно. С увеличением угла атаки изобары расширяются, а величина коэффициента разрежения рт\п немного увеличивается. Например, при а = 20° и лг =1,02 ртхп = — 0,8. Такое распределение давления является следствием формирования структур в виде широких петель, вытянутых вдоль полуразмаха крыла. У крыльев с X = 1,5 такая структура наблюдается только на закритических углах атаки.

У обоих крыльев одинакова конечная структура пелены. Как и у прямоугольного крыла, происходит объединение правой и левой вихревой пелены (см. рис. 1) в единую вихревую поверхность [4]. Возможность существования такой структуры следа была указана в работе [91. У крыльев с X = 1,5 и 4 это происходит соответственно при а = 50 и 30°. Объединение пелены в единую вихревую поверхность соответствует минимуму зависимости С„ (а). Кривые ат|п (X) и С’лтіп(^). определяющие данный режимна крыльях различного удлинения, показаны на рис. 4, а и б. Кривые на рис. 4 построены по данным автора и работы [1].

Характер протекания зависимостей от удлинения акр и углов атаки, при которых вихрь разрушается у задней кромки (а^) и в носке крыла (а^), а также соответствующих им величин коэффициента подъемной силы С*,, С*0, Сутлх = = /(Х) выявляет три диапазона удлинений крыльев, отличающихся режимом обтекания (см. рис. 4, а и б). В диапазоне Х<1 критические углы атаки явлн-

.4 N. > *• \ К Ч I

\«Ем" / &ТПІИ (^) — 1 л

«;(х)

. / г j X

ются верхним пределом для а* (см. рис. 4, а). Согласно работе [10], дестабилизация вихревого следа в этом случае связана со взаимодействием обращенных к друг другу участков правой и левой пелены. Поэтому с уменьшением удлинения значение а, не увеличивается. Величина наибольшего разрежения в ядре вихря, реализующегося перед разрушением (ртш> ° = а"). в сечении х = 1,02 достигает максимума при удлинении крыла порядка единицы^и с уменьшением удлинения падает (см. рис. 4, в). В отличие от этого кривая рт\п (X), полученная в том же сечении, но при а = акр, не имеет максимума, а абсолютные значения

коэффициента разрежения ~рт\п уменьшаются по мере увеличения удлинения крыльев.

Особенностями обтекания крыльев с Х<1 является существование значительных (**р = дгКр/6 >0,5) устойчивых участков вихрей при » = акр (см. рис. 4, в) и ббльший, чем при а> 1, диапазон углов атаки между а* и а^ (см. рис. 4. в). Последнее указывает на более медленное перемещение области разрушения вихревой пелены по крылу. Так, у крыла с а = 1 область разрушения перемещается от задней кромки' крыла до его носка при изменении углов атаки на 17—18°. У крыла X = 0,5 интервал углов атаки а^—а* составляет примерно 26°. Точки, находящейся на середине хорды крыльев с X = 1 и 0,5, область разрушения достигает, согласно данным автора, если приращения углов атаки к величине равны 2—3° и 6—8° соответственно.

У крыльев с удлинением Х>2 значение акр стремится к а^ (см. рис. 4, а). Относительная длина устойчивой части вихря А'^р становится весьма малой. На крыле с X = 2,31 она уже -0,05 длины корневой хорды (см. рис. 4, в). Опираясь на результаты исследования структуры вихревой пелены (см. рис. 1), можно предположить, что у крыльев с удлинением ),>2 в вихревом следе доминируют неустойчивые овальные и петлеобразные формы пелены. Они не создают большого разрежения в ядре вихря, чем и объясняется восстановление давления в следе таких крыльев. Таким образом, уменьшение разрежения в вихрях приводит к падению нелинейной составляющей подъемной силы (т. е. той части подъемной силы, которая образуется в результате влияния на крыло вихревых жгутов [3]) и соответственно Су шах.

Кривая Су тах (X) на рис. 4,б имеет экстремальный характер. Максимум ее соответствует удлинению X = 1,5. Две другие кривые на рис. 4,6 С* , (X) и С*0 (X) имеют максимумы при Х=1 и 2, а кривая Сута*(Х) служит для них огибающей. Форма кривой Су тах (X) связана, по-видимому, и с величинами наибольшего разрежения в ядре вихря на различных крыльях.

Измерения распределения давления вдоль оси вихря [4] показали, что наибольшие разрежения наблюдаются в районе носовой части крыла. Наибольшие значения ртш ч соответствующие им значения углов атаки определялись в сечении д-= 0,25. Результаты измерений приведены в следующей таблице:

X 1 1.25 1,5 1,86 2 2,31

а 42’ 37° гг 28 26° 22“

Рт1п -15,1 -17,3 -24,5 -15,5 -13 -9.2

Из этих данных следует, что наибольшее разрежение в устойчивой части ядра вихря образуется при том же удлинении крыла (X = 1,5), что и Су щах-

Таким образом, в диапазоне удлинений крыла 1<^Х^2 в наибольшей степени реализуется благоприятное воздействие вихрей на подъемную силу тонких крыльев, что и определяет интерес к их практическому использованию.

ЛИТЕРАТУРА

J. W е п 1 z VV., Kohlman D. L. Vortex breakdown on slender sharp-edged wings. A1AA Paper, N 69—778, 1969.

2. Earnshow P. B„ Lowford J. A. Low-speed wind-tunnel experimenls on series of sharp-edged della wings. ARC R. and М., N 3224, 1964.

3. Белоцерковский С. М., Ништ М. И. Отрывное и безотрывное обтекание тонких крыльев идеальной жидкостью. М. .Наука", 1978.

4. В и з е л ь Е. П., Г у б ч и к А. А., Ж у к ов В. Д., Жуков Вал. Дан., К а с с и ч М. В., X р е к и н Ml М. Экспериментальное исследование отрывных течений и нелинейных характеристик тонких крыльев. Труды ЦАГИ, вып. 1915, 1978.

5. Якушевич Д. В. Исследование вихревой системы прямоугольного крыла малого удлинения. Труды ЦАГИ, вып. 721, 1958.

6. Блюмина Л. X. Некоторые результаты исследования следа за крылом малого удлинения. Труды ЦАГИ, вып. 721, 1958.

7. Петунии А. Н. Методы и техника измерений параметров газового потока. М., .Машиностроение*, 1972.

8. Федяевский К. К., Константинов Ю. И., Федорова И. Б. Экспериментальное исследование обтекания тонких стреловидных крыльев. Труды ЦАГИ, вып. 1567, 1974.

9. Петров Г. И., 111 т е й н б е р г Р. И. Исследование потока за плохо обтекаемыми телами. Труды ЦАГИ, вып. 482, 1940.

10. Р о 1 h a m u s Е. Prediction of vorlex-edge characteristics, based on a leading-edge suction analogy. AIAA Paper, N 69—1133, 1969.

Рукопись поступила 8: VI 1У79г.