CC BY
80
_________УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ НАГИ
Том XVIII 1987
№ 3
УДК 532.527
629.735.33.015.025.1
ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНОЕ ИССЛЕДОВАНИЕ ВИХРЕЙ, СХОДЯЩИХ С НАПЛЫВА КРЫЛА
В. А. Песецкий
Приведены результаты экспериментальных исследований поля скоростей в вихре, сходящем с наплыва для крыльев малого и умеренного удлинений. Измерения проведены лазерно-допплеровским измерителем скорости в аэродинамической трубе малых дозвуковых скоростей. Рассмотрены явление разрушения вихрей, а также влияние закругления передней кромки наплыва на поле скоростей в вихре.
Для улучшения аэродинамических характеристик стреловидных крыльев на больших углах атаки используются передние наплывы, на кромках которых образуются вихри, оказывающие благоприятное влияние на обтекание верхней поверхности крыла. Разрушение вихрей над крылом приводит к ухудшению характеристик крыла, снижается подъемная сила, появляется кабрирующий продольный момент, возникает тряска. Изучение структурных изменений в вихрях с наплыва и выявление причин их появления позволят повысить эффективность использования наплывов в компоновках летательных аппаратов. Детальные исследования поля скоростей в вихрях с помощью насадков чрезвычайно сложны и трудоемки и поэтому редки. Результаты подобных исследований на треугольных крыльях приведены в работах [1—5], а измерения поля скоростей в вихрях с наплыва — в работах [6—8]. Следует отметить, что вихри очень чувствительны к вносимым в них препятствиям.
В данной статье приведены результаты исследований вихрей с наплыва на крыльях малого и умеренного удлинений с помощью лазерного ножа (визуализация) и лазерно-допплеровского измерителя скорости [9—11]. Исследования проводились в дозвуковой аэродинамической трубе с открытой рабочей частью при скоростях потока 40—50 м/с. Необходимо отметить, что сопряжение консолей с наплывами для исследованных крыльев было различным: с изломом по передней кромке на крыле умеренного удлинения и плавное—на крыле малого удлинения.
1. На крыле умеренного удлинения Х=3,2 исследования проводились при углах атаки 13,6° и 21°. Рассмотрено влияние закругления передней кромки наплыва (р=0,025 с) на поле скоростей в вихре.
При угле атаки 13,6° над каждой консолью крыла умеренного удлинения с наплывом существуют два вихря: один образуется на наплыве, второй — на передней кромке консоли. Положение вихрей, полученное методом лазерного ножа, и поле скоростей в вихре с наплыва с острой передней кромкой при угле атаки 13,6° приведены на рис. 1. В области стыка наплыва с крылом (х=0,47-4-0,64) профиль осевой составляющей скорости в вихре Vх напоминает профиль скорости в струе. Максимальное значение осевой скорости достигается на оси вихря и составляет величину V* = = 1,56 V». Ядро вихря вращается как твердое тело, а максимальное значение тангенциальной составляющей скорости достигается на границе ядра вихря и равно 0,8 Уоо. При распространении вихря вниз по потоку осевая составляющая скорости в ядре уменьшается и становится меньше скорости набегающего потока. Изменение профиля осевой скорости в ядре вихря от подобного профилю в струе к подобному профи-
лю скорости в следе за телом происходит постепенно на расстоянии порядка 20 диаметров ядра вихря. Одновременно с этим уменьшаются угловая скорость вращения ядра вихря и максимальная тангенциальная скорость в вихре. Диаметр ядра вихря увеличивается на 50%. Максимальный угол закрутки в вихре (аг^й Ух/Ух) равен 32°. Разрушение вихря в эксперименте на этом угле атаки не наблюдалось.
Увеличение угла атаки до 21е приводит к увеличению максимальных осевой и тангенциальной составляющих скорости в вихре до V х — 1,78 и =1,1, к увеличению диаметра ядра вихря на 80% и увеличению максимального угла закрутки в вихре до 41,5° (рис. 2).
При скруглении передней кромки наплыва уменьшаются осевые и тангенциальные скорости в вихре и угловая скорость вращения ядра вихря (см. рис. 2).
На угле атаки а = 21° в эксперименте имело место разрушение вихря, сходящего с наплыва крыла. При визуализации течения методом лазерного ножа в световой плоскости исчезала темная круглая область, трактуемая как ядро вихря. При острой передней кромке наплыва разрушение вихрей происходило над задней кромкой крыла (х=1,03), при скругленной передней кромке наплыва — в сечении х=0,62. При разрушении вихря резкие изменения профиля скорости происходят на участке, длиной порядка трех диаметров ядра. Поток начинает тормозиться на оси вихря, несколько увеличивается осевая скорость на границе ядра вихря и, наконец, устанавливается новая вихревая структура с расширившимся ядром, где скорость на оси меньше скорости набегающего потока (см. рис. 2,6).
Полученные экспериментальные данные по разрушению вихрей согласуются с данными других авторов, обобщенными в обзорах Холла [12] и Лейбовича (13, 14]. Выполняется также один из важных критериев, отмеченный в работах [12, 15], а именно: при разрушении вихрей максимальный угол закрутки вихря должен быть порядка 40 или более градусов. Критерий, полученный Лейбовичем для разрушения вихрей в гидравлических трубах [14], не выполняется для вихрей с наплыва крыла.
а-2/°
Острая п. к наплыба Скругленная п. к наплыба
Число Фруда N в вихрях, сходящих с наплыва, больше 1 как для областей, где профиль осевой скорости подобен струе, так и для областей, где профиль осевой скорости подобен следу за телом.
2. На крыле малого удлинения (а =1,6) исследования проводились при углах атаки а=0-^-23,5°, измерения поля скоростей — при а=9,7°; 13,9°; 19,1°; 20,8°.
Как показали предыдущие исследования с использованием метода лазерного-ножа [10], уже при малых углах атаки (а<7°) поток отрывается на передней кромке крыла и над крылом образуются два вихря: один на наплыве, а второй на передней кромке консоли крыла. При углах атаки больше 7° вихри объединяются в один, а вблизи передней кромки происходит отрыв пограничного слоя с образованием вихря противоположного знака, что хорошо видно на рис. 3, где приведено распределение осевой Vх и вертикальной Уу составляющих скорости в двух поперечных сечениях (л:=0,25 и 0,5) для двух углов атаки (а=8,7° и 13,9°). Необходимо отметить также, что в области передней кромки имеет место разрыв осевой и вертикальной составляющих скорости.
При углах атаки больше 19° на фотографиях картины течения, полученной методом лазерного ножа, видно ядро вихря в виде кольца (рис. 4). Распределение осевой и тангенциальной составляющих скорости в кольце при углах атаки 19,1° и 20,8° в сечении х=0,75, приведенное на рис. 5, показывает, что кольцо действительно является ядром вихря.
В указанном диапазоне углов атаки поток в ядре вихря начинает тормозиться. Наибольшее торможение имеет место на оси вихря.
При углах атаки 20,8° осевая скорость в ядре вихря становится меньше скорости набегающего потока. Увеличение угла атаки с 19,1° до 20,8° приводит также к резкому увеличению тангенциальной составляющей скорости в ядре с Кх=0,8 до 1,18, а следовательно, и максимального угла закрутки вихря с 34° до 45°. Максимальный угол закрутки превышает критический, и вихрь может разрушиться. Разрушение вихря в данном сечении происходит при угле атаки 23,5°. При этом угле атаки в плоскости
Vx
10
*Ч,Ґ,х-0,25
- «'X*.
7-fc-W
0,03S
J_____L_
o g,os 0,10
і і і і
0,15 0,20 0,25 =„_z_
l/l
T 0,5
hi.
±0
y-0,036
turn
Рлс. 3
0,1 2
j-----і-----rgbjjrf111
L-0,2--------—^0,3 -z_
Рис. 4
JB-0,75
лазерного ножа наблюдаются пульсирующие изменения диаметра кольца. Через короткое время амплитуда пульсаций резко возрастает, и кольцо исчезает. С течением времени кольцо вновь появляется, пульсирует и исчезает. Процесс повторяется с частотой 2—4 Гц.
В заключение автор благодарит В. И. Богомазова, Н. П. Ильяшенко и В. П. Кулеша за помощь в проведении эксперимента.
ЛИТЕРАТУРА
1. Earnshaw Р. В. An experimental investigation of the structure of a leading edge vortex.— ARC R & M N 3281, 1961.
2. Hummel D. Untersuchungen iiber das 'Aufplatzen der Wirbel an schlanken Deltaflugeln. — Zeitschrift fur Flugwissenshaft, 1965, vol. 13, N 5.
3. Сфорца ; П. М., Стаей В., Пациенциа Дж., Смор-' т о М. Измерение параметров течения в вихрях за передней кромкой
крыла, —РТК,’'1978, т. 16, № 3.
4. Hummel D. On the vortex formation over a slender wing at large angles of incidence. — AGARD CP 247, 1978.
5. Бурыгин О. А., Визель E. П., Гончар A. E., Матросов A. H. Исследования особенностей отрывного обтекания крыльев и несущих систем. — Ученые записки ЦАГИ, т. 16, № 6, 1985.
6. Wentz W. Н., Me Mahon М.,С. An experimental investigation of the flow fields about delta and double-delta wings at low speeds. —
NASA CR-521, 1967.
7. We n t z W. H., Me Mahon М. C. Further experimental investigations of delta'and. double-delta wing flow fields at low speeds. — NASA CR-714, 1967.
8. Brennenstuhe V., .Hummel D. Weitere Untersuchungen iiber die wirhe Bildung an, Fhigeln mit geknickten Vorderkanten. — Z. Flugwiss-weltraumforsch. 6: (J982), Heft 4-
9. Боровой /В. Я-, Иванов В, В., О р л о в А. А., X а р ч е н-к о В. Н. Визуализация пространственного обтекания моделей с помощью «лазерного ножа»?—Ученые записки ДАГИ, 1973, т. 4, № 5.
10. Бурдин И. Ю., Ж и р и о> в А. В., Кулеш В. П., Орлов А. А., Песецкий В. А., Фонов С. Д. Использование лазерных
методов для исследования отрывных течений в аэродинамической трубе и в полете. — «Ученые записки ЦАГИ», 1981, т. 12, № 4.
11. Лазерное допплеровское измерение скорости газовых потоков.— Сб. № 1 и № 2/Под редакцией Г. Л. Гродзовского. — Труды ЦАГИ, 1976, вып. 1750, 1756.
12. Hall М. G. Vortex breakdown. — Annual Review of Fluid Mechanics. Palo Alto, Calif., 1972, vol. 4.
13. Leibovich S. The structure of vortex breakdown. — Annual Review of Fluid Mechanics, Palo Alto, Calif., 1978, vol. 10.
14. Leibovich S. Vortex stability and breakdown: survey and Extension. — AIAA J., 1984, vol. 22, N 9.
15. Б о с с e л X. Критерий торможения в вихревых потоках — РТК, 1968, т. 6, № 6.
Рукопись поступила 301X11 1985
