Экспериментальное исследование статических давлений на верхней поверхности модели пассажирского самолета при квазиступенчатых изменениях угла тангажа на срывных режимах обтекания Текст научной статьи по специальности «Механика и машиностроение»

Том ХЬЇЇ

УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ ЦАГИ 2011

№ 6

УДК 629.735.33.015

ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНОЕ ИССЛЕДОВАНИЕ СТАТИЧЕСКИХ ДАВЛЕНИЙ НА ВЕРХНЕЙ ПОВЕРХНОСТИ МОДЕЛИ ПАССАЖИРСКОГО САМОЛЕТА ПРИ КВАЗИСТУПЕНЧАТЫХ ИЗМЕНЕНИЯХ УГЛА ТАНГАЖА НА СРЫВНЫХ РЕЖИМАХ ОБТЕКАНИЯ

Е. А. ЧАСОВНИКОВ

Получены переходные процессы установления статических давлений на верхней поверхности крыла и горизонтального оперения при быстром перемещении модели самолета с малых на закритические углы атаки. Обнаружено, что характер переходных процессов на крыле и горизонтальном оперении существенно различен. Показано, что процесс релаксации нагрузок к установившимся имеет экспоненциальный вид и характеризуется безразмерными постоянными времени для крыла Т и 4 — 6 и соответственно для горизонтального оперения Т и 13 — 14.

Ключевые слова: модель пассажирского самолета, квазиступенчатое изменение угла тангажа, переходные процессы установления статических давлений на верхней поверхности крыла и горизонтального оперения, постоянные времени релаксации аэродинамических нагрузок.

В последнее время повысился интерес к изучению нестационарных аэродинамических характеристик моделей пассажирских самолетов на больших углах атаки [1 — 3], что связано с разработкой новых авиационных тренажеров для обучения летного состава методам пилотирования за пределами ограничений по углу атаки [4, 5].

Исследования в этой области проводятся достаточно давно [6 — 8], однако все они ограничиваются изучением нестационарных аэродинамических характеристик только при гармонических или близких к ним законах движения. В настоящей работе получены аэродинамические характеристики при быстрых апериодических (квазиступенчатых) законах движения модели самолета.

МОДЕЛЬ, ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНОЕ ОБОРУДОВАНИЕ И МЕТОДИКА ИСПЫТАНИЙ

Объектом испытаний являлась модель пассажирского самолета, имеющего умеренной стреловидности крыло большого удлинения и осуществляющего крейсерский режим полета при больших дозвуковых скоростях. Модель имеет следующие основные геометрические параметры: площадь крыла = 0.163 м2, средняя аэродинамическая хорда крыла Ьа = 0.159 м и размах крыла I = 1.17 м. На модели были воспроизведены отклоняемые предкрылки и закрылки крыла, а также мотогондолы с протоком.

Модель испытывалась на динамическом стенде, реализующем апериодический закон изменения угла тангажа. Основой стенда является платформа, на которой закрепляются поддерживающие устройства с моделью и привод. Платформа выполнена поворотной и позволяет изменять угол атаки в диапазоне а = -10 г 28°. Привод стенда

ЧАСОВНИКОВ Евгений Александрович

кандидат технических наук, ведущий научный сотрудник СибНИА

осуществляет перемещение модели самолета из начального в конечное положение. Вначале привод «взводится» в начальное положение. Затем в момент пуска при помощи электромагнита происходит высвобождение модели и ее перемещение посредством пружины в конечное положение. Фиксация модели производится на жесткий упор, снабженный демпфером колебаний. В состав стенда входит информационно-измерительная система, включающая в себя тензометрический усилитель низкой частоты, блок управления системой, выполненный в стандарте «Камак», многоканальный аналого-цифровой преобразователь и персональный компьютер.

В процессе испытаний регистрировались время, угол тангажа, а также статические давления на верхней поверхности крыла и горизонтального оперения (ГО). Измерение давлений производилось датчиками давлений, имеющими собственную частоту колебаний / = 1000 Гц. Они устанавливались на верхней поверхности крыла на линии х = х/Ъ = 0.38 в четырех точках по размаху с координатами: г = 2^1 = 0.16; 0.3; 0.43; 0.56 (точки 1 — 4). Здесь х — расстояние от носка местной хорды крыла до места установки датчика давления; Ъ — длина местной хорды крыла; г — расстояние от продольной оси самолета до датчика; I — размах крыла. Давление на верхней поверхности горизонтального оперения измерялось в точке х = 0.25; г = 0.42 (точка 5).

Программа испытаний состояла в перемещении модели с малых углов атаки на докритиче-ские и закритические: & = 3 ^ 10° и & = 2 ^ 30° (& — угол тангажа, равный углу атаки а). Модель испытывалась в крейсерской (углы отклонения органов механизации равны нулю) и взлетной (угол отклонения предкрылков 5пр = 20°, закрылков 5з = 25°) конфигурациях. Испытания

проводились при трех скоростях потока V = 20, 40, 60 м/с, что соответствовало числу Рейнольдса, рассчитанному по средней аэродинамической хорде, Re = (0.21, 0.43, 0.65) х 106 . Время перемещения модели составляло величину * = 0.05 — 0.07 с.

Первичные экспериментальные данные представлялись в виде переходных процессов: Р = рЫ = /(*), где р — коэффициент статического давления; р — статическое давление; д — скоростной напор.

ОБСУЖДЕНИЕ РЕЗУЛЬТАТОВ ИСПЫТАНИЙ

На рис. 1 приведен пример осциллограммы переходного процесса для взлетной конфигурации при «квазиступенчатом» изменении угла тангажа в области докритических углов атаки а = 3 — 10°. Видно, что процесс формирования статических давлений на этом режиме происходит практически безынерционно.

Анализ переходных процессов при движении модели через околокритические углы атаки от малых до закритических а = 2 — 30° показывает (рис. 2 и 3), что стационарные нагрузки на этих режимах устанавливаются с большим запаздыванием.

Рис. 1. Зависимости коэффициента статического давления и угла атаки от времени для взлетной конфигурации модели:

Рис. 2. Зависимости коэффициента статического давления и угла атаки от времени для крейсерской конфигурации модели:

& = 3 ^ 10°; крыло; V = 40 м/с

& = 2 ^ 30°; крыло; V = 40 м/с

Безразмерное время установления статических давлений после остановки модели составляет величины т = V/Ъа =25 — 40.

Характерной особенностью изменения статического давления при неустановив-шемся движении модели с большой угловой скоростью тангажа является сильный скачкообразный рост разрежений в точках 1 — 4, расположенных на крыле (рис. 2). Указанный рост разрежения на верхней поверхности крыла обусловлен, по-видимому, не столько влиянием угловой скорости, сколько зарождением и развитием вихря в носовой части крыла. Снос вихря по потоку определяет дальнейший релаксационный характер переходных процессов. Интенсивные пульсации давления, возникающие при повышении разрежений еще на фазе движения модели, также свидетельствуют в пользу этого.

Если сделать предположение о возможности аппроксимации переходных процессов одной экспонентой:

Рис. 3. Зависимости коэффициента статического давления и угла атаки от времени для крейсерской конфигурации модели:

& = 2 ^ 30°; горизонтальное оперение; V = 40 м/с

Р = Руст +(Ро - Р

уст

) ехр (-г) •

то можно преобразовать последнее выражение к следующему линейному по т виду:

1п

( Р - Руст )

р0устР

Т

т

где Руст — установившееся значение коэффициента статического давления после завершения переходного процесса; Р0) — коэффициент статического давления, соответствующий началу процесса релаксации нагрузок (помечено в качестве примера для точки 2 крестообразным маркером на рис. 2; безразмерное время т также отсчитывается от этого начала); Т = ТУ/Ьа — безразмерная постоянная времени. Таким образом, после отфильтрования участка релаксации переходного процесса от высокочастотных шумов (на рис. 2 пунктирная линия) и построения его в коор-

динатах 1п

( Р - Руст )

Р0устР

= / (т) должна быть получена линейная зависимость. Безразмерная посто-

у -і 0уст^ у

янная времени определяется как арктангенс угла наклона соответствующей прямой:

Т = --

( Р - Руст

1п

Р0устР

X

На рис. 4 приведены результаты обработки полученных экспериментальных материалов для точек 1 — 4 крыла по вышеизложенной методике. Из анализа этих данных следует важный вывод, что характер переходных процессов на участке релаксации нагрузок близок к экспоненциальному и характеризуется примерно одним и тем же значением безразмерной постоянной времени для всех точек крыла, равным Т = 6.4.

На рис. 3 представлена осциллограмма переходного процесса для точки 5, расположенной на верхней поверхности ГО, для крейсерской конфигурации при изменении угла тангажа & = 2 ^ 30°. Нетрудно видеть, что переходный процесс на ГО кардинально отличается от переходного процесса для крыла. Участок релаксации нагрузок к установившемуся значению включает в себя два процесса, отличающихся скоростью протекания. Вначале имеет место достаточно

12

16

1п

-2

-3

-4

( Р

"О-'

I

0

1

Т = 6.4

♦

♦

1-------1------1

Т = 14.3

I I

--------

♦

>

А

*■ точка 7; крыло *

▼ точка 2; крыло

► точка 5; крыло

♦ точка 4\ крыло

о точка 5; ГО

аппроксимация

Р Л * уст

Л> "Лет у

\

Рис. 4. Аппроксимация участков релаксации переходных процессов экспоненциальными зависимостями по безразмерному времени:

крейсерская конфигурация модели; & = 2 ^ 30°; V = 40 м/с

Рис. 5. Аппроксимация участков релаксации переходных процессов экспоненциальными зависимостями по безразмерному времени при различных скоростях потока:

взлетная конфигурация модели; точка 2; & = 2 ^ 30°

быстрый, а затем — медленный процесс. Причем, быстрый процесс приводит к уменьшению разрежения, медленный — напротив, увеличивает разрежение на ГО. Оценка постоянных времени по вышеизложенной методике дает для медленных процессов величину Т = 14.3 (рис. 4).

Анализ переходных процессов давлений для взлетной конфигурации модели, полученных при & = 2 ^ 30°, показывает, что они качественно аналогичны соответствующим переходным процессам для крейсерской конфигурации. Обработка переходных процессов дает среднее значение безразмерной постоянной времени релаксации нагрузок для точек крыла, равное Т = 4.2, а для медленных процессов релаксации нагрузок на ГО Т = 13.2. Важно отметить, что эти параметры для всех рассмотренных точек не зависят от скорости потока в исследованном диапазоне V = 20 г 60 м/с (рис. 5).

ВЫВОДЫ

Анализ переходных процессов статических давлений на верхней поверхности крыла и горизонтального оперения модели пассажирского самолета при квазиступенчатом законе изменения угла тангажа позволил обнаружить следующие основные закономерности. При неустановившемся движении модели с малых углов на закритические углы атаки наблюдается сильный скачкообразный рост разрежений в точках крыла, сопровождающийся интенсивными пульсациями давления. Характер релаксации нагрузок на крыле и горизонтальном оперении существенно различен. На крыле он близок к экспоненциальному и оценивается безразмерной постоянной времени, равной Т ~ 4 — 6. Процесс установления давлений на горизонтальном оперении осуществляется в два этапа. Вначале происходит достаточно быстрое уменьшение разрежения, а затем их медленное возрастание по закону, близкому к экспоненциальному и характеризующемуся постоянной времени Т ~ 13 — 14.

ЛИТЕРАТУРА

1. Колин И. В., Марков В. Г., Суханов В. Л. и др. Методика математического моделирования нестационарных аэродинамических сил и моментов методом обыкновенных дифференциальных уравнений // Авиакосмическая техника и технология. 2008. № 1, с. 15 — 21.

2. Колин И. В., Марков В. Г., Суханов В. Л. и др. Исследование динамического гистерезиса аэродинамических характеристик модели неманевренного самолета со стреловидным крылом большого удлинения при дозвуковых скоростях // Авиакосмическая техника и технология. 2008. № 2, с. 17 — 23.

3. Глазков А. С., Жук А. Н., Храбр о в А. Н. Математическое моделирование

нестационарных аэродинамических характеристик в условиях развития отрыва потока при автоколебаниях модели на динамической установке свободных колебаний по тангажу // Ученые записки ЦАГИ. 2008. Т. 39, № 4, с. 9 — 15.

4. Бирюков В. В., Широких В. П. Особенности подготовки экипажей ГА

на критических режимах полета / Состояние и перспективы развития авиационного трена-жеростроения // Доклады международной конференции. — Жуковский, 22 — 23 авг. 2007, с. 64 — 69.

5. Гоман М. Г., Храбр о в А. Н. Разработка математических аэродинамических моделей для самолетов гражданской авиации на критических режимах полета и проверка их достоверности / Состояние и перспективы развития авиационного тренажеростроения // Доклады международной конференции. — Жуковский, 22 — 23 авг. 2007, с. 70 — 78.

6. Квашнина Г. А., Курьянов А. И., Столяров Г. И. Некоторые особенности предельного цикла и переходных процессов движения самолета на больших углах атаки // Ученые записки ЦАГИ, 1980. Т. XI, № 5, с. 157 — 161.

7. Столяров Г. И., Жук А. Н., К л юкин Б. М., Наумова Г. А. Исследование

переходных процессов возмущенного движения самолета при наличии зон антидемпфирования // Труды ЦАГИ. 1982, вып. 2130, с. 14 — 24.

8. Курьянов А. И., Столяров Г. И., Жук А. Н. Некоторые особенности аэро-

динамики самолета с крылом большого удлинения при неустановившемся движении на отрывных режимах обтекания // Труды ЦАГИ. 1983, вып. 2195, с. 3 — 13.

Рукопись поступила 9/ХІІ2010 г.