CC BY
46
УЧЁНЫЕ ЗАПИСКИ Ц А Г И Том XIX 1988
№ 1
УДК 533.6.072.2
629.735.33.015.3.025.1 : 533.6.011.12
ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНОЕ ИССЛЕДОВАНИЕ ВЛИЯНИЯ ЧИСЛА РЕЙНОЛЬДСА НА ОБТЕКАНИЕ СТРЕЛОВИДНОГО КРЫЛА ПРИ ОКОЛОЗВУКОВЫХ
СКОРОСТЯХ
В. М. Гадецкий
Приводятся результаты экспериментальных исследований при околозвуковых скоростях влияния числа Рейнольдса на обтекание стреловидного крыла %=35°. Показана существенная зависимость от числа Ие распределения давления в сечениях консольной части крыла при углах атаки, соответствующих началу нелинейного изменения аэродинамических характеристик.
Разработка аэродинамической компоновки крыла скоростного пассажирского или транспортного самолета в значительной мере опирается на результаты экспериментальных исследований, проводимых на моделях в аэродинамических трубах. Эксперименты в околозвуковых аэродинамических трубах проводятся при числах Рейнольдса Ие= = 1 • 106-ьЗ-106. Натурные числа Рейнольдса могут достигать величины Яе = 30- 106-ь60-106. Представляет в связи с этим интерес исследование возможных изменений в обтекании крыльев, связанных с переходом от экспериментальных к натурным числам Рейнольдса. Работы, выполненные в этом направлении [1—3], показывают, что в ряде случаев проявление масштабных эффектов может быть значительным, особенно при околозвуковом обтекании. Так, в работе [3] показано существенное влияние числа Рейнольдса на распределение давления по верхней поверхности профиля: при определенных углах атаки и условиях докри-тического обтекания с возрастанием числа Яе скачок уплотнения смещается к задней кромке и восстанавливается безотрывный характер течения вблизи задней кромки.
В настоящей статье представлены результаты экспериментальных исследований влияния числа Ие на распределение давления в сечениях стреловидного крыла на околозвуковых скоростях в основном при углах атаки, соответствующих крейсерскому режиму и началу нелинейных изменений в аэродинамических характеристиках. Ставилась задача получить на существующей экспериментальной базе максимально возможное число Рейнольдса в диапазоне чисел М, характерных для крейсерских режимов полета.
Для исследования была разработана и изготовлена специальная полумодель крыла с фюзеляжем, размеры которой приблизительно вдвое превышали размеры обычных весовых моделей. Использование полумодели увеличенных размеров в сочетании с повышением давления в потоке позволило получить диапазон чисел Ие, максимальное значение в котором превышало приблизительно в пять-шесть раз число Рейнольдса стандартных испытаний.
Стреловидное крыло (%=35°, А, = 7,5) полумодели имело профили с относительной толщиной с = 14,5; 10; 9% и отрицательную геометрическую крутку е = 0; —3°; —4° соответственно в бортовом, среднем и концевом сечениях. Поверхность крыла между опорными сечениями линейчатая. На крыле устанавливался цилиндрический фюзеляж с удлинением Хф = 8,3 и относительным миделем ¿>мф = 0,088. Угол установки крыла на фюзеляже е = 3°. Фюзеляж имел срез (приблизительно на одну четверть диаметра) боковой поверхности, не занятой полукрылом. Использование фюзеляжа позволило не только воспроизвести более полно действительные условия обтекания сечений крыла, но и вывести крыло из пристеночной области и таким образом свести к минимуму влияние пограничного слоя стенки рабочей части аэродинамической трубы на обтекание корневых сечений. Модель устанавливалась на боковую стенку рабочей части трубы. При изменении угла атаки модели зазор между стенкой рабочей части трубы и плоскостью бокового среза фюзеляжа выдерживался в минимально допустимых пределах.
Для измерения распределения давления крыло было дренировано в пяти сечениях: сечение I (2 = 0,141), сечение II (2=0,306), сечение III (2 = 0,49), сечение IV (2=0,705), сечение V (2 = 0,919). В сечениях имелось довольно большое количество отверстий — приемников статического давления. Наибольшее количество дренажных точек (80 шт.) имелось в корневой части крыла. Специальные меры принимались для обеспечения измерения давления вблизи задней кромки на верхней поверхности (при х= 0,98-:- 0,99).
Для измерения давления на модели использовались пневмокоммутаторы. Длина пневмотрассы от приемника давления на модели до датчика пневмокоммутатора выбиралась из условия обеспечения демпфирования колебаний давления на модели, особенно заметных при срыв-ном обтекании. Измерение распределения давления на крыле проводилось при различных значениях полного давления в набегающем потоке ро = 3-105, 2-105 и 1,2-105 Па в диапазоне углов атаки модели а = = 2ч-12°, включающем возможные крейсерские режимы и диапазон <х = 8-И2°, соответствующий нелинейному изменению подъемной силы и момента тангажа по углам атаки (режим «ложки»). Особенностью эксперимента являлось требование выдержать в пределах определенного допуска параметры а и М при изменении давления.
Для обеспечения испытаний с минимально возможными погрешностями полное давление изменялось от максимального до .минимального в течение одного запуска трубы при заданном угле атаки и числе М. При существующей схеме регулирования параметров потока в трубе подобный прием позволил обеспечить необходимое качество эксперимента.
Рассмотрим некоторые результаты экспериментальных исследований влияния числа Ие на распределение давления в сечениях крыла. Использование полумодели увеличенных размеров в сочетании с высоким давлением в потоке позволило получить диапазон чисел Ие, определенных по средней аэродинамической хорде, Ие = 8-10в-^-20-106. Для
корневого сечения диапазон чисел Ие= 12-106-^30- 10е, для концевого сечения Ие = 4 • 106 -т-10 • 106.
Анализ результатов экспериментальных исследований показывает, что число Ие при определенных условиях обтекания может оказывать существенное влияние на распределение давления по крылу. В отношении влияния числа Ие поверхность крыла условно можно разделить на две области: прилегающую к борту фюзеляжа область крыла (г<0,4) и область консоли крыла. В корневой области, где расположены сечения / и II, течение в исследованном диапазоне углов атаки безотрывно. Изменение полного давления в набегающем потоке практически не сказывается на распределении давления.
Влияние числа Ие проявляется в консольной части крыла (сечения III—V), -причем при определенных углах атаки и числах М. На рис. 1 приведены зависимости су(а), тг(а), сх(Мю), полученные в результате весовых испытаний симметричной модели, с указанием области значений а и М, при которых проявляются масштабные эффекты. Видно, что на малых углах атаки (а<6°), когда на докритических, околокрити-ческих и закритических скоростях обтекание безотрывное, изменение полного давления в набегающем потоке (в исследованном диапазоне
весовые испытания модели
значений ро) практически не сказывается на распределении давления.
На угле атаки а>'6°, соответствующем началу нелинейного изменения подъемной силы и момента по углу атаки, число Ие оказывает влияние на распределение давления. Проявление масштабного эффекта на этих углах атаки наблюдается при числах М, соответствующих околокритическим и закритическим режимам обтекания.
Анализ экспериментальных эпюр давления показывает, что влияние числа Ие проявляется в тех случаях, когда на верхней поверхности в сечении консоли устанавливается течение со скачком уплотнения, за
Рис. 2
которым в результате взаимодействия с пограничным слоем происходит отрыв потока небольшой интенсивности. Подобный тип течения на исследованном крыле наблюдается при М»0,8-ь0,9 и углах атаки а~6°-ь10°. Увеличение числа Рейнольдса может привести в этих случаях к следующим изменениям в обтекании: к смещению скачка уплотнения к задней кромке и к ослаблению интенсивности отрыва в области диффузорной части верхней поверхности, следствием чего является частичное (в некоторых случаях и полное) восстановление безотрывного обтекания.
На рис. 2 приведена схема, иллюстрирующая проявление масштабного эффекта в различных сечениях крыла при М=0,85; а = 8°. Видно, что влияние числа Ие распространяется приблизительно на всю область консоли крыла, что характер этого влияния в различных сечениях консоли крыла одинаков и что наибольшее влияние числа Ие проявляется в средней части консоли крыла.
йх,к
V
Сечение Ш ]Ш\7
• ар М = 0.д0
• ° Р 0,65
Рис. 3 * д д 0,30
На рис. 3 приведены величины смещения скачка уплотнения при изменении давления от минимального до максимального с указанием соответствующих значений а и М, при которых в эксперименте наблюдалось влияние числа Ие. Видно, что смещение скачка может быть существенным. Например, в сечении IV (2 = 0,705) при М = 0,85 и а=8° изменение числа Ие от 8-106 до 20-10® приводит к смещению скачка уплотнения на Дхск:=а7%. Смещение скачка имеет нерегулярный характер. Это объясняется, по-видимому, неустойчивым характером срывного обтекания, при котором проявляются масштабные эффекты. Следует отметить, что с увеличением числа М проявление масштабных эффектов начинается с меньших углов атаки. Так, при М = 0,85 наибольшее смещение скачка уплотнения происходит при а«8°. С увеличением числа М до 0,9 наибольшее смещение скачка уплотнения происходит уже при а »6°.
С целью проверки полученных результатов после завершения основной части испытаний были повторены измерения давления в сечении IV. Они подтвердили полученные результаты. При этом на некоторых режимах, в частности, при М = 0,85 и а = 8°, смещение скачка уплотнения к задней кромке, связанное с увеличением числа Рейнольдса, оказалось более значительным. Усиление влияния числа Ие в повторных испытаниях объясняется неустойчивостью срывного обтекания на этих режимах.
Результаты испытаний показывают, что на углах атаки, соответствующих нелинейному изменению Су по а, при докритических числах М характер обтекания существенно отличается от рассмотренных выше
Робторные ' испытания
4—«Ученые записки» № 1
49
случаев околокритического и сверхкритического режимов обтека*ния. Распределение давления является пиковым (а>6°) на всей верхней поверхности крыла. В этом случае изменение числа Ие не сказывается на распределении давления.
Наряду со смещением вниз по потоку скачка уплотнения при увеличении числа 1?е снижается интенсивность отрыва пограничного слоя, вызываемого скачком уплотнения, следствием чего является частичное или полное восстановление безотрывного обтекания и соответственно увеличение давления вблизи задней кромки.
На рис. 4 приведены зависимости срз. к(2), показывающие изменение коэффициента статического давления на верхней поверхности вблизи задней кромки по размаху крыла, полученные в эксперименте для ряда значений а и М. Эти зависимости являются своеобразным индикатором характера течения на крыле. Видно, что масштабный эффект проявляется в основном в сечениях консольной части крыла на углах атаки, при которых обтекание сечений становится отрывным. С возрастанием числа Ие интенсивность отрыва в сечениях ослабевает, давление на задней кромке увеличивается, приближаясь к его значению при безотрывном обтекании. Например, при М=0,85 и а = 8° с возрастанием числа Ие коэффициент давления у задней кромки увеличивается от —0,12 до 0,06 (сечение IV). При глубоком закритическом обтекании (М = 0,9), когда в сечениях устанавливается течение с интенсивным отрывом, эффект ослабления интенсивности с ростом числа Ие проявляется незначительно, приращение давления у задней кромки в этом случае уменьшается.
В исследованиях масштабных эффектов существенным фактором является состояние пограничного слоя на модели. В эксперименте методом козырьков определялось положение точки перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный в области консоли крыла между сечениями III и IV, где в наибольшей мере проявлялось влияние числа Рейнольдса. Козырьки наклеивались по косому сечению (р = 30°) для того, чтобы свести к минимуму взаимную интерференцию козырьков. Давление под козырьком измерялось с помощью той же системы, что и при измерении статического давления на поверхности крыла.
Из проведенных исследований состояния пограничного слоя следует, что выявленные масштабные эффекты имеют место при незначительной протяженности ламинарного участка (*пер<Ю%) и роль смещения точки перехода при этом мала. Результаты измерения козырьками полного давления в пограничном слое также указывают на существенное влияние числа Рейнольдса на распределение давления.
ЛИТЕРАТУРА
1. Hall М. G. Scale effects in flow ower swept wings. — AGARD, CP-83-71, PlART 1.
2. W eek s D. J. An investigation of scale effects on the transonic flow ower swept wings.—-R. and M. 1976, N 3842.
3. Боксер В. Д., Г адецкий В. М., Книвель В. Г., Макаревич И. В. Околозвуковое обтекание профиля при больших числах Рейнольдса. — Ученые записки ЦАГИ, 1980, т. 11, № 1.
Рукопись поступила 30/Х 1986 г.
