CC BY
183
Том X L
УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ ЦАГИ 2 0 09
№ 2
УДК 629.735.45.015.3.035.62
ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНОЕ ИССЛЕДОВАНИЕ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ НАГРУЗОК В КОНЦЕВЫХ СЕЧЕНИЯХ ЖЕСТКОЙ ЛОПАСТИ МОДЕЛИ ВИНТА В КОСОМ ПОТОКЕ
В. М. ЩЕГЛОВА
Целью данной работы было выяснение характера и степени влияния скольжения в концевых сечениях лопасти на основе большого числа точек измерения давления. Наряду с увеличением количества сечений, в которых определялись нагрузки, увеличивалось число дренажных отверстий в каждом сечении. Произведено измерение мгновенного давления в концевой части лопасти и приведены результаты измерения давлений в концевых сечениях на относительных радиусах от 0.8 до 0.99. Особое внимание было обращено на распределение давлений в области, непосредственно примыкающей к концу лопасти, и на законцовке.
Рассмотрены также с целью накопления информации экспериментального характера спектры обтекания концов лопастей. Результаты представлены в виде графиков изменения давлений вдоль радиуса и вдоль хорды. Получены фактические материалы по нагрузкам, действующим на конец лопасти данной конфигурации, которые могут быть использованы при проектировании и расчетах нагрузок на лопастях.
Ключевые слова: несущий винт, разность давления, угол скольжения.
При работе винта в косом потоке силы давления, трения и другие действуют в условиях, когда лопасть обдувается скользящим потоком, что усложняет картину обтекания вблизи конца лопасти.
Аэродинамические нагрузки на концах лопастей играют заметную роль в прочности и аэродинамике несущего винта, так как приложены на большом удалении от оси вращения и существенным образом влияют на моментные характеристики. Известно, что особенности обтекания конца лопастей, а именно, пространственность и нестационарность обтекания, ухудшают аэродинамические и прочностные характеристики несущих винтов. Так в расчетах Занозиной Р. М. [1], выполненных для упругих лопастей, было установлено, что учет этих нагрузок заметно влияет на сходимость расчетных и экспериментальных данных по напряжениям в лопастях.
В работах [1, 2] было обнаружено, что на некоторых азимутах концевая часть лопасти испытывает большие аэродинамические нагрузки, особенно резко меняющиеся в передней части диска винта. В частности, недостаточно ясным является вопрос о нагружении концевых сечений лопасти при больших скоростях горизонтального полета, в то время как расчет нагрузок в концевых сечениях лопасти нуждается в особом уточнении.
Одной из целей данной работы являлось получение наиболее полного представления о сути физических явлений, происходящих в концевых сечениях лопасти, чему способствует измерение давлений на поверхности лопасти, т. е. для расчета аэродинамического нагружения конца лопасти необходимо прежде всего исследовать его обтекание.
1. Оборудование, методика измерений и обработка результатов. Эксперимент проводился на двухлопастной модели винта с лопастями прямоугольной формы в плане. Лопасть имеет закругленную законцовку. Радиус винта составлял R = 0.97 м, хорда b = 0.15 м, профиль NACA 23015. Число оборотов вращения несущего винта равнялось n = 500 об/мин, угловая скорость вращения ю = nn/30 = 52.3 [1/с], окружная скорость вращения roR = 50.8 м/с, угол атаки винта ав =-10°.
Vt = (^®R )cos а в
и равнялась 7.7 м/с для ц = 0.15 и 18 м/с для ц = 0.35. Здесь ц — безразмерный коэффициент, характеризующий режим работы винта.
Программой испытаний было предусмотрено определение коэффициентов тяги и крутящего момента, а также распределение давлений в концевых сечениях лопасти r/R = 0.8, 0.85, 0.9, 0.925, 0.945, 0.965, 0.98 и 0.99 (рис. 1, а).
На обеих поверхностях лопасти было расположено 43 продольных дренажных трубки. Они идут от конца лопасти до ее середины и входят в находящийся в средней части лопасти люк, в котором помещался контейнер с четырьмя датчиками индуктивного типа ПДИ-2, разработанные Б. А. Талалаем и М. Б. Карвацким. Схема расположения дренажных трубок сечений с дренажными отверстиями приведена на рис. 1, а, а на рис. 1, б указана нумерация точек в концевых сечениях, в которых замерялись давления.
Измерение давления производилось по методике, изложенной в работе [2]. Измерялась разность давлений на верхней и нижней поверхности, к полостям датчика подключались верхняя и нижняя трубочки, расположенные на одном расстоянии от носика профиля (рис. 1, б). В каждом из восьми сечений лопасти было произведено 20 замеров давления, а по всей лопасти — 160.
0.25 0.5 0.75
Рис. 1. Схема дренирования на конце лопасти (а) и в ее сечении (б)
Для того чтобы произвести измерения во всех 20 точках по сечению, проводились многократные измерения, во время которых три датчика (из четырех) последовательно присоединялись к различным дренажным трубкам, а один датчик подключался к трубке с уже измеренным в предыдущий раз давлением. Таких переключений было семь, при каждом из которых путем пере-хлестки дренажных отверстий измерялись давления по всему размаху. Отверстия на поверхности лопасти, которые не были подключены к датчикам, заклеивались липкой лентой.
Результаты измерений, проводимых в разное время, удовлетворительно согласуются между собой. Совпадение результатов расшифровки давлений, значений тяги и крутящего момента говорят о том, что во время запусков выдерживалось заданное постоянство режимов работы винта (число оборотов вращения винта, скорость потока в трубе, угол атаки несущего винта). По полученным данным были найдены среднеарифметические значения силы тяги е1, крутящего момента шк и среднеквадратичные отклонения от них. В большинстве случаев отклонения не превышают 7 — 10% от максимальной измеряемой величины. Зависимости е1 и шк, полученные в результате многократных измерений, представлены на рис. 2, а, б соответственно.
С целью оценки точности проводились двенадцатикратные измерения давлений в точках, лежащих в области больших значений давления, и в точках около задней кромки, где давления малы. При этом каждый раз устанавливался заново режим работы винта. Разброс значений разности давления образовал дорожку, соответствующую относительной погрешности приблизительно в 8% от максимальных значений.
Рис. 2. Коэффициенты подъемной силы модельного несущего винта (а) и крутящего момента (б)
В показания датчиков вносилась поправка, учитывающая влияние на мембрану датчиков центробежных и инерционных сил (вследствие махового движения). Для этого записывались отклонения мембраны датчиков, на входные патрубки трубок которых были поставлены заглушки. Показания датчиков в этих условиях расшифровывались по обычным тарировочным графикам для каждого датчика. Полученная таким образом поправка, вычиталась из показаний датчиков при измерении давлений. Расшифровка каждого кадра велась по 18 точкам вдоль хорды и через 20° по углу у.
Значение разности давлений dp представлялось в виде функции f (x), где x = x/b; b — хорда
сечения лопасти, а x — расстояние отмеряемое от носика хорды до приемника давления. Полученные в разное время эти значения практически ложатся на одну кривую. Величины dp определялись по формуле:
dp = о -dp—Г (1)
2 W2 («R )2
В этом выражении Wx — безразмерная горизонтальная составляющая скорости потока
к сечению лопасти (Wx = Г + ц sin у); dp — измеренная датчиками разность давления на профиле
[мм спирт. ст.], равная dp = dpуспFKA, где усп = 0.812 — при t = 15.6° — средней температуре
в дни проведения эксперимента; F = 1 и K = 1 для прямых манометров; А — средняя по числам относительная плотность, разная в зависимости от дня проведения эксперимента и колеблющаяся в пределах 0.955 — 0.995; р — плотность воздуха, равная 0.125 [кг • с2/м4].
Коэффициент нормальной силы сечений су определяется по эпюрам разности давления
согласно формуле
= I dpdx. (2)
По эпюрам давления согласно (1) также определялись коэффициенты приведенной погон— 2
ной тяги и циркуляции cyWx .
2. Результаты эксперимента. Измерения давления в указанных на рис. 1, а сечениях модельной лопасти проводились на режимах работы винта ц = 0.15 и 0.35. Угол установки сечений лопасти для всех ц оставался неизменным. Результаты расшифровки экспериментального материала представлены в графическом виде (эпюры распределения разности давлений) для ц = 0.15 на рис. 3 и для ц = 0.35 на рис. 4. На каждом из азимутов эпюры распределения давления даны для следующих сечений лопасти: r/R = 0.8 (сеч. под № 8), 0.85 (№ 7), 0.9 (№ 6), 0.925 (№ 5), 0.945 (№ 4), 0.965 (№ 3), 0.98 (№ 2), 0.99 (№ 1).
3. Обсуждение результатов. Как видно из приведенных на рис. 3 эпюр распределения давления, для режима полета ц = 0.15 углы атаки являются досрывными, о чем также свидетельствуют графики на рис. 5, где показаны углы атаки исследуемых сечений лопасти для этого режима.
На рис. 5 показаны определенные по приведенным ниже формулам углы атаки в сечениях лопасти, при которых она работала в данном эксперименте. Угол атаки в сечениях жесткой лопасти равен
асеч = ф + Аасеч ,
где ф — угол установки сечений лопасти, Аасеч — угол притекания потока к сечению лопасти, который определяется как
Аасеч = W [Vy - ц C0s VP - rP].
Уу =10^ - V,, а V, = с(/4|1.
Для ав =-10° при о = 0.15 сг = 0.0154, а при о = 0.35 сг = 0.0136. Тогда V, = 0.0257 и
Уу = -0.0561 — для о = 0.15 и V, = 0.01 и = -0.0716 — для о = 0.35.
В сечениях, не прилегающих непосредственно к концу, вид эпюр соответствует ожидаемому, исходя из гипотезы плоских сечений. Имеется большое разрежение в области передней кромки и монотонное падение разности давлений <ф до нуля при движении от передней кромки к задней.
Рис. 3. Распределение разности давления по хорде профиля для разных концевых сечений
на режиме полета о = 0.15
Рис. 4. То же, что на рис. 3, на режиме ц = 0.35
В сечениях, приближающихся к концу, наблюдается отличие в эпюрах распределения Ср от плоских сечений. Характер отхода эпюр от таковых для плоских сечений различен при разных у. При у = 0 (рис. 3, а) по мере роста Г увеличивается область отрицательных Ср на участке хорды от х ~ 0.5 до х = 1.
При росте у до 90° (рис. 3, б) указанная область отрицательных Ср постепенно уменьшается. При у ~ 90° вблизи задней кромки концевого сечения (№ 1) появляется небольшая область положительных Ср. С увеличением у эта область резко возрастает и захватывает все большее число сечений. При у ~ 270° (рис. 3, д) она проявляется в сечениях № 1, 2 и несколько — в сечении № 3.
ц = 0.15, а = -10°
Г -*-0.8;-»-0.85;-*-0.9;-*-0.925;-*^ 0.945;-*-0.965;—I— 0.98;^0.99
а
0.12 0.1 0.08 0.06 0.04
0.02 0
-0.02
ц. = 0.35, а = -10°
Г 0.8;-»-0.85;-*-0.9;-*-0.925;-*-0.945;-*-0.965;—I— 0.98;^0.99
а
Рис. 5. Распределение углов атаки на концевой части лопасти на режимах
ц = 0.15 и 0.35
Эпюра изменения давления вдоль хорды в сечениях № 1 и 2 имеет уже по два максимума: один вблизи передней кромки, а другой — вблизи задней, причем <ртах у задней кромки составляет примерно 50% от <ртах у передней.
Результаты эксперимента показывают, что в передней и задней частях диска несущего винта вид зависимостей кривых <р существенно различен. Так, в передней части диска эпюры <р
гладкие, а в задней, в области у = 0 — 90° — волнистые. Причина такого поведения эпюр давления не совсем ясна. Возможно, это явление связано с непериодичным влиянием дискретных вихревых жгутов, приближающихся к лопасти.
Концевые сечения лопасти винта обтекаются с периодически изменяющимися углами скольжения. Распределение углов, с которыми поток приходит к сечениям лопасти, приведено на рис. 6, а. Здесь же на рис. 6, б приведено распределение углов скольжения в концевом сечении лопасти по азимуту, иллюстрированное графиками <р = / (х). При у = 90° и 270° угол
скольжения % равен нулю, а при у = 180° этот угол составляет % = 8.5° (в концевом сечении) для о = 0.15.
на режимах о = 0.15 и 0.35 (а); распределение углов скольжения в концевом сечении лопасти, иллюстрированное графиками <р = / (х) (б)
Первые признаки появления пика разрежения у задней кромки сечения № 1 наблюдаются в районе у = 80 — 90°, что объясняется перетеканием воздуха с нижней поверхности на верхнюю более интенсивно в передней части профиля, где имеет место максимальное разрежение. Вследствие этого набегающий поток у боковых кромок примерно с половины хорды направлен в сторону лопасти и вся задняя часть боковой кромки обтекается как стреловидное крыло, что приводит к дополнительной подъемной силе в этой части профиля. По мере увеличения угла скольжения пик разряжения у задней кромки увеличивается и имеет большую протяженность в направлении к передней кромке. Следует отметить, что при у = 270°, когда угол скольжения равен нулю, за счет перетекания воздуха с нижней поверхности на верхнюю образуется достаточно большой пик разряжения в задней части профиля концевого сечения, существенно больший, чем при у = 90°, за счет махового движения лопастей.
На рис. 4 представлены результаты измерения давления на режиме работы винта ц = 0.35. Отмеченное выше поведение давления при переходе от ц = 0.15 к ц = 0.35 повторяется, причем возникновение дополнительных пиков давления проявляется более заметно. Качественное изменение в нагружении конца лопасти можно объяснить ростом ц и высших гармоник махового движения, влияние которых при ц > 0.35 приводит к тому, что наибольшее уменьшение ср/ С у (в — угол махового движения), наибольшая скорость «опускания», наблюдается в районе азимутов у = 200 — 220° (см. рис. 4, в), а не 260°, как на режиме ц = 0.15. Подобное изменение махового движения при ц, большим или равным 0.35, было получено в расчетах Р. М. Занозиной [1].
Влияние скольжения в сечении № 2 начинает проявляться в районе азимутов у = 150 — 160° (см. рис. 4, б), а в сечении № 3 — на азимуте у = 200°. После прохождения лопастью азимута 220° происходит уменьшение нагрузок у задних кромок сечений № 1 и 2, тогда как в сечении № 3 на у = 240° нагрузка возрастает (см. рис. 4, г).
Влияние скольжения распространяется в сечении № 1 на 45% хорды (см. рис. 4, в), в сечении № 2 — на 25% и в сечении № 3 — на 20%. Указанное влияние исчезает по достижении азимута у = 320° (см. рис. 4, е).
В сечении № 1 на азимутах у = 200 — 240° пик разрежения имеет «двугорбый» характер, величина которого зависит от угла атаки и угла скольжения. Аналогичный характер изменения эпюры Ср у задней кромки концевого сечения получен и в опытах Е. Моллера по определению нагрузок на крыльях, движущихся со скольжением [3]. Эксперимент в этой работе проводился при а = 11.4°, угле скольжения — 20°, что близко к условиям эксперимента в настоящей работе. Угол скольжения на азимуте 220° примерно равен 22 — 24° (рис. 6, б).
Рис. 4, г показывает, что максимум Ср у задних кромок в сечениях № 1 и 2 выше или равен максимуму Ср в носовых частях.
Сравнение эпюр давлений в концевой части лопасти на режимах ц = 0.15 и 0.35 показывает, что область, в которой проявляется концевой эффект роста нагрузки, занимает больший размер с увеличением ц. Следует отметить, что в передней части диска винта почти во всех случаях эпюры распределения разности давления носят волнистый характер.
Хотя размер области повышенного давления у задней кромки, как видно из вышеприведенных рисунков, невелик, при вычислении обобщенных сил, изгибающих лопасть, это давление может существенно повлиять на конечные результаты. Вследствие периодичности изменения угла скольжения нагрузка в концевых сечениях повышается периодически, увеличивая переменную часть аэродинамической нагрузки, а она в свою очередь существенно увеличивает шарнирные моменты. В этом состоит одно из вредных проявлений концевого эффекта.
На всех режимах наблюдается два вида изменения давления. В концевых сечениях в районе задней кромки кривые Ср (у) имеют волнообразную форму. Во всех остальных случаях при записи давления наблюдаются «всплески», появление которых объясняется, как и в [2], наличием свободных вихревых жгутов, сходящих с впереди идущей лопасти. Концевой вихрь, сходящий с предыдущей лопасти, резко изменяет нагрузки на лопасти, на которой измеряется давление.
По результатам измерений разности давления в концевых сечениях лопасти можно определить аэродинамические нагрузки, например коэффициент подъемной силы су по формуле (2) и величину
суЖх. Полученные таким образом значения местных коэффициентов подъемной силы в виде распределения величины су по азимутам и по размаху представлены на рис. 7 (а — для ц = 0.15, б — для ц = 0.35). На рис. 8, а, б даны полученные в эксперименте распределения на концевой части лопасти нагрузки СуЖх в зависимости от азимута и радиуса.
Приведенные результаты показывают, что на некоторых азимутах концевая часть лопасти испытывает большие аэродинамические нагрузки, особенно резко изменяющиеся в передней части диска. При больших углах скольжения возможно даже появление отрицательной подъемной силы (рис. 8, б) в концевом сечении на азимуте, близком к 20°.
г
г
(
0.8
0.7
0.6
0.5
0.4
0.3
0.2
0.1
|і = 0.15, с профиля сечения лопасти
-0.8 —■— 0.85 —к— 0.9 -
-0.945 —•—0.965 —I—0.98 -
Распределение с
-0.925 1|/--0.99 \|/-
7
по размаху лопасти
-0 —60 -А—80 -X—100-*-200
-220 —I—240 — 260 ----- 280 —#—300
•Ж'*'*
К
0.8
0.7
0.6
0.5
0.4
0.3
0.2
0.1
100°
200°
300°
400°
0.8
0.85
(1 = 0.35, с профиля
У
сечения лопасти
Г —♦— 0.8 —ш— 0.85 —А—0.9
г —Ж—0.945 —•—0.965 —I—0.98
а)
-0.925 Ч7 ' -0.99 У'
« * ^ \
N
0.9
0.95
Распределение с по размаху
-0 —■—60 —А—80 -
-220 —I—240 ——260 -
Г/Я
-100 --300
-200
1.2
0.8
0.4
0.2
-0.2
с У
\
% Л,
к 10° 2( 10° 3( 10° 4(
1.2
0.8
0.6
0.4
0.2
С У Ч
N
Ь-д ■ \\
— —?
V О
0° 0.8 0.І
б)
0.9 0.95
т
Рис. 7. Коэффициенты подъемной силы су в сечениях лопасти в зависимости
от азимута и радиуса: а — для ц = 0.15; б — для ц = 0.35
Результаты настоящей работы согласуются с данными по визуализации потока на лопасти, полученными в работах В. И. Ганабова [4], где отмечено сильное влияние концевого перетекания при больших углах скольжения на спектр обтекания.
Целесообразно сопоставить распределение давления и спектры течения вокруг концевых сечений лопасти на режиме горизонтального полета с распределениями давления и спектрами
Рис. 8. Аэродинамическая нагрузка в сечениях лопасти еуШх , полученная в эксперименте, в зависимости от азимута и радиуса: а — для ц = 0.15; б — для ц = 0.35
течения на крыле в плоскопараллельном потоке. Для сопоставления спектров и разности давления выбран режим ц = 0.35, как представляющий наибольший интерес в данной работе.
Нагружение концов лопасти силами давления, в основном, зависит от параметров набегающего скользящего потока. Обтекание концов лопасти несущего винта скользящим потоком представлено на рис. 9, где показана система сил, которые действуют на массу воздуха, обтекающего лопасть.
Y|/ = О
Рис. 9. Схема обтекания лопасти
Аэродинамическое нагружение, соответствующее обтеканию концов лопасти несущего винта приведено на рис. 10. Здесь же для наглядности представлены эпюры разности давления в изометрии в виде графиков dp = f (Г, x) для двух вариантов: в момент прохождения лопастью
азимутов у = 90° и 270°, когда она будет работать без скольжения и в момент прохождения азимутов у = 0 и 180° — со скольжением. Изменение в обтекании лопасти, вызванное силами, показанными на рис. 9, представлено спектрами для каждого из рассматриваемых азимутов на этом рисунке.
На основании сравнения полученных данных по распределению разности давления и подобных материалов из иностранных и отечественных опытов, приведенных в работах [5, 6], можно оценить достоверность полученных в настоящей работе результатов эксперимента. В работе [5] приведено распределение давления для профилей серии NACA 230, полученного в одной и той же аэродинамической трубе при одном и том же числе Re, равном —1.65 • 106, и пригодным для лопасти. В работе [6] даны диаграммы распределения давлений для профиля NACA 23015.
Для сравнительного анализа диаграмм необходимо иметь распределения давления при одинаковых или близких значениях коэффициента cy, угла атаки крыла и углов атаки сечений лопасти, которые определялись по формуле (3), (см. рис. 5). Точно подобрать эти величины, подходящие друг к другу, не всегда удавалось. Для выбора соответствующих графиков распределения давления выбирались области, где углы скольжения были бы близки к нулю в районе у ~ 90° и 270° и имели довольно значительную величину при у ~ 0 и 180°.
На рис. 11 приведено сопоставление распределения разности давлений в сечениях концевого отсека вращающейся лопасти и разности давления в сечении крыла при обтекании плоскопараллельным потоком. Эпюры в сечениях лопасти на радиусах от Г = 0.8 до 0.945 (см. рис. 11, а, б, в, г, д, е) типичны и сравнительно мало отличаются от кривых распределения давления для сечений крыла при стационарном обтекании, хотя лопасть движется со скольжением (см. рис. 11, а, г). Величины разности давлений dp в передней части профиля из-за смены интенсивного торможения
разгоном в зоне, близкой азимуту у ~ 270°, в области больших углов атаки сечений существенно больше, чем те же величины при стационарном обтекании (см. рис. 11, б, в, д). При плавной смене разгона торможением в зоне, близкой к азимуту у ~ 90°, распределение давления по сечению лопасти совпадает с распределением давления на прямом крыле в плоскопараллельном установившемся потоке.
ц = 0.35, ц/ = 90°
|_1 = 0.35, \|/ = 180°
ц = 0.35, V)/ = 270°
Рис. 10. Разность давления в концевых сечениях лопасти в изометрическом изображении и спектры обтекания на конце лопасти на режиме полета ц = 0.35
r/R = 0.8, с = 1, a = 7.85°, у = 340°, 180°
r/R = 0.85, с =0.6, a = 3.83°,
У "
ці = 270°, 120°
rIR = 0.9, cv = 0.6, \\f = 140°, 120°
r/R = 0.925, cv = 1, \\f = 200°, 340c
r/R = 0.925, c, = 0.6, v|/ = 270°, 120°
r/R = 0.945, cy = 0.4, (a = 2.27°), c, = 0.6, V = 120°, 300°
Рис. ll (окончание см. на стр. 82)
Рис. 11. Распределение разности давления в концевых сечениях лопасти на режиме ц = 0.35 и сравнение с аналогичными эпюрами в сечении крыла в плоскопараллельном потоке:
□, ◊ — относятся к лопасти; •, ▲ — к крылу в плоскопараллельном потоке (cy_2 для работы [6], Су_3 для работы [5])
Начиная с сечения Г = 0.965 на у ~ 270° в зоне резкого торможения различия между величинами dp в носовой части профиля как по величине, так и по характеру поведения кривой
f (x) заметно отличаются от f (x) на предыдущих радиусах (см. рис. 11, ж). При значениях су < 0.25, соответствующих сечениям лопасти непосредственно вблизи конца (концевого вихря), имеет место различие поведения кривых dp = f (x) по сравнению с вариантом для сечения прямого крыла (см. рис. 11, з, и). Возможный разброс точек у задней кромки объясняется недостаточной точностью измерений относительно небольшой разности давления в связи с трудностью расположения приемников давления друг за другом в районе задней и передней кромки.
Небольшие различия в характере поведения dp в центральной части профиля и более заметные в носовой части можно объяснить следующим. На рис. 12, а, б даны зависимости p = f (x) для сечения лопасти на Г = 0.75 при большом угле общего шага (а) и графики p = f (x)
и pj cos2 % = f (x) для сечения скользящего крыла (б), расположенного на расстоянии z = 0.067
от оси симметрии (по данным автора и Л. С. Павлова). На рис. 12, б дано сравнение эпюр давления в сечениях прямого и скользящего крыла. Распределение давления в сечении скользящего крыла получено уменьшением в 1/cos X раз распределения давления в сечении прямого крыла. Такая эпюра достаточно похожа на эпюру в сечении лопасти (рис. 12, а). Графики рис. 12
а) б)
Рис. 12. Распределение давления в сечении лопасти и крыла для выявления влияния скольжения:
а — лопасть при ф = 24°, Яе = 0.4 • 106, г/Я = 0.75; б — крыло при % = 45°, а = 14°,
Яе = 0.83 • 106
сопровождаются спектрами течения в пограничном слое на лопасти и крыле. Видно, что явления, сопутствующие отрыву пограничного слоя на лопастях сходны по характеру с явлениями, имеющими место при трехмерном отрыве пограничного слоя на скользящем крыле. На рис. 13 даны спектры течения на конце лопасти для досрывных углов атаки (см. рис. 5). По спектрам обтекания лопастей на рис. 13 можно установить, что распространение продольного течения на концевую часть лопасти задерживается до больших величин углов атаки (следовательно и больших углов общего шага). Все спектры течения на конце лопасти (см. рис. 12, а, б, 13 и т. д.) получены с помощью волокон пуха (микроволокна) и сопоставлены со спектрами течения на конце крыла, которые сделаны с помощью масляных капель.
На воздух, обтекающий лопасть вдали от конца, воздействие центробежных сил и сил давления в одном направлении (разрежение от срединных сечений к концу уменьшается) приводит к постепенному искривлению предельных линий тока у задней кромки в сторону центральной части (в данном случае весьма незначительное). В зависимости от угла атаки (см. рис. 13) производная іїр/іїг способствует появлению продольного течения. Однако, как и при обтекании центральных сечений скользящего крыла, наличие у задней кромки зоны продольного течения не отражается заметно на поведении эпюр давления (см. рис. 11, а, б, в, г, д, е; рис. 3, 4). Видно, что спектры в обоих случаях совпадают, за исключением небольшой области вблизи носка, в которой на крыле и лопасти имеет место заметное различие эпюр давления.
Рис. 13. Спектры обтекания концевых сечений лопасти при малых и средних углах атаки
в сечениях
В передней части диска (90° < у < 270°, см. рис. 6, 10) скорость продольного течения, вызванного действием центробежных сил и повышающегося к концу лопасти разрежения, направлена в обратную сторону от продольной составляющей скорости набегающего потока. Скорость от перетекания воздуха с нижней поверхности на верхнюю на конце лопасти направлена в ту же сторону, что и продольная составляющая скорости набегающего потока. В результате в концевых сечениях угол наклона предельных линий тока может увеличиться по сравнению с углом скольжения (рис. 14), что подтверждает визуализация течения на конце лопасти при =1 = 18°, ав = 0, у = 150° и ^ = 0.465. В задней половине диска винта (270° < у < 90°) скорость от перетекания воздуха с нижней поверхности на верхнюю на конце лопасти направлена в обратную сторону от продольной составляющей скорости, обусловленной центробежными силами и набегающим потоком. В результате в концевых сечениях угол наклона предельных линий тока может уменьшиться по сравнению с углом скольжения.
б)
Рис. 14. Пример визуализации течения на конце лопасти на режимах % = 18°, ц = 0.465, ^ = 150°, а = 0:
а — визуализация течения на конце лопасти волокнами; б — линии тока
Сравнивая спектры на концевом и срединном участках лопасти на азимутах 90° и 270° (см. рис. 10), можно отметить, что обтекание конца лопасти с большим основанием можно считать плоским из-за встречного продольного течения, направленного от конца лопасти. В результате взаимодействия двух противоположно направленных продольных течений срыв потока на конце лопасти задерживается и происходит при больших значениях общего шага в узком его диапазоне. Это обстоятельство следует учитывать при внесении поправки на концевой эффект. При этом наступление опасных колебаний лопастей, по-видимому, обусловлено срывом потока на концах.
Отличительной особенностью работы лопасти на азимутах 90° и 270° является различная величина углов атаки сечений (см. рис. 5). На у = 90° конец лопасти обтекается так же, как конец крыла без скольжения при величинах угла атаки, близких к нулю. На у = 270° конец лопасти обтекается при больших величинах угла атаки. Перетекание воздуха с нижней поверхности на верхнюю препятствует «сползанию» пограничного слоя на прилежащий к концу участок лопасти.
Особенностью работы лопасти на азимутах у = 0 и 180° является то, что на у = 0 конец лопасти обдувается потоком, как «оттянутый назад», а на у = 180° как «выдвинутый вперед» конец скользящего крыла. При этом на азимуте у = 0 направление скорости перетекания воздуха с нижней поверхности на верхнюю совпадает с продольной составляющей скорости набегающего потока, а на у = 180° эти скорости имеют разное направление. В результате на участках лопасти, примыкающих к концу, угол наклона линий тока увеличивается на у = 0 и уменьшается на у = 180° по сравнению с углом скольжения.
Выводы. 1. На основе измерений мгновенного давления на концевой части лопасти модели винта вертолета получены фактические материалы по нагрузкам, действующим на конец определенной конфигурации.
2. Результаты эксперимента могут быть использованы при расчетах нагрузок на лопастях несущего винта.
Работа выполнена при частичной поддержке Российского фонда фундаментальных исследований (проект 08-08-00984-а).
ЛИТЕРАТУРА
1. ЗанозинаР. М. К расчету упругих деформаций лопасти несущего винта вертолета на ЭВЦМ // Труды ЦАГИ, 1962.
2. ДьяченкоА. С., БаскинВ. Э. Экспериментальное определение аэродинамических нагрузок на лопасти модели двухлопастного винта вертолета при различных скоростях // Труды ЦАГИ. 1959.
3. Möller E. Druck vemeilungsmessungen an ainem Hoch und Tiefdecker bei symmetrischer und unsymmetrischer Anstromung // Technische Berichte; Jahrbuch der deutschen Luftfahrtforschung 1934, Bd. 11 (1944), Heft 5 (5/v).
4. ГанабовВ. И. Экспериментальное исследование дренированного винта при больших дозвуковых скоростях потока и на месте. Сб. работ по теории воздушных винтов. —
ЦАГИ. БНИ, 1958.
5. G o th e r B. Hochgeschwindigkeitsmessungen an Profilen der Reihe NACA 230 mit verschiedenen Dickenverhaltnissen // Teilbericht III: NACA 23015. — ZWB, Berlin-Adlershof, Institut fur Aerodynamik, 1944.
6. Ушаков Б. А., Красильщиков П. П., Волков А. Л., Гржегоржев-ский А. Н. Материалы по распределению давлений по профилям и использование их при выборе профиля крыла скоростного самолета // Труды ЦАГИ. 1940, вып. 487.
Рукопись поступила 21/II2008 г.
