CC BY
43
УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ ЦАГИ Т ом XXII 19 9 I
.м 2
УДК 629.735.33.015.3.062.4
ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНОЕ ИССЛЕДОВАНИЕ ВЛИЯНИЯ ПЕРЕПУСКА ВОЗДУХА В РАЙОНЕ СКАЧКА УПЛОТНЕНИЯ НА АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ ПРОФИЛЯ
С. А. Ковальногов, Г. К. Шаповалов
Представлены результаты экспериментального исследования влияния перепуска воздуха в районе скачка уплотнения на аэродинамические характеристики суперкритического профиля. Получено снижение коэффициента сопротивления профиля и повышение его максимального качества.
Ограниченность природных запасов топлива создала острую необходимость снижения потребления топлива современными летательными аппаратами за счет улучшения аэродинамики элементов конструкции, создания более легких и прочных материалов и повышения топливной эффективности двигателей.
Как известно, возникновение и развитие на верхней поверхности профиля крыла скачка уплотнения и его интенсивное взаимодействие с пограничным слоем является одним из основных факторов, обусловливающих резкое возрастание сопротивления профиля и снижение его аэродинамического качества. Это определено несколькими причинами: ростом волнового сопротивления из-за увеличения интенсивности скачка, ростом ПРОфильного сопротивления из-за резкого утолщения пограничного слоя непосредственно за скачком и, наконец, ростом сопротивления, связанного с развитием отрыва потока на диффузорном участке профиля и из-под скачка уплотнения.
В работах [1] и (2] была показана возможность ослабления взаимодействия скачка уплотнения с пограничным слоем на профиле путем организации перепуска части воздуха непосредственно за скачком в зону перед скачком. Практическая реализация этой идеи осуществлялась путем создания в области скачка уплотнения перфорированной поверхности с' полостью под ней или поверхности с двумя щелями, расположенными до и после скачка и также с полостью под ней. В этих работах представлены результаты, показывающие значительные снижения интенсивности скачка уплотнения и потерь полного давления в следе за моделью в случае использования модели с устройством перепуска (рис. 1).
В ходе дальнейших исследований было установлено, что наличие устройства перепуска в районе скачка, позволяет также снизить абсолютный уровень пристеночных пульсаций давления пограничного слоя за скачком, а следовательно, снизить аэроакустические нагрузки, действующие на профиль крыла [3].
В настоящей статье излагаются результаты подробных экспериментальных исследований влияния перепуска воздуха в районе скачка уплотнения на аэродинамические коэффициенты Сх, Су, К — профиля крыла.
1. Экспериментальные исследования были проведены в трансзвуковой аэродинамической трубе с размером рабочей части 600х600 мм. Верхняя и ннжняя стенки рабочей части перфорированные, со степенью перфорации 23%. Модель суперкритического профнля с хордой 6=200 мм и относительной толщиной с/Ь=0,15 устанавливалась по ширине рабочей части и закреплялась на четырехкомпонентных механических весах.
Полость Металлическая
ґ" а1
^
720 40
200 '
&ста!ка
Рис. 2
Устройство для осуществления перепуска включало полость, грубиной 15 мм (1=1/2 с), закрытую профнлированной металлической вставкой. Начальная граница полости располагалась на относительном расстоянии 60% от передней кромки, вычисленном по хорде профиля. Протяженность полости по хорде составляла 20%. Вставки имели гладкую или перфорированную поверхности. Степень перфорации на модели с перфорированной вставкой составляла 9% (степень перфорации определялась как отношение суммарной площади отверстий к площади перфорированного участка профиля). Диаметр отверстий составлял 0,4 мм, Схематическое изображение модели и устройства перепуска с характерными геометрическими размерами представлено на рис. 2.
Экспериментальные исследования проводились в диапазоне чисел М=0,6+0;82 и углов атаки а= —2°+7°. Числа Рейнольдса, вычисленные по хорде, менялись в пределах от 2,1-10в до 2,8^ 10е. С ■ целью изучения воздействия устройства перепуска на аэродинамические характеристнки как при естественном, так и при фиксированном переходе проводилась фиксация точки перехода в положениях х=х/Ь=0,15 и 0,35. Наряду с проведением весовых испытаний на всех исследуемых режимах проводилось фотографирование картин обтекання с помощью теневого метода.
2. На рис. 3 приведены теневые фотографии обтекания гладкого профиля (рис. 3, а) и профиля с перфорированным участком на верхней поверхности (рис. 3, б) при угле атаки а=2° и числе М=0,76. Из фотографии видно, что наличие устройства «перфорированная поверхность — полость» качественно изменяет структуру течения в районе скачка уплотнения на верхней поверхности профиля. На всех режимах, когда скачок уплотнения располагался в зоне действия устройства перепуска, наблюдалось ослабление скачка и изменение его формы от прямого к Л-образному. Помимо этого, для моделей с устройством перепуска, вследствие пассивного отсоса пограничного слоя из зоны за скачком, прослеживалось уменьшение поперечного размера следа за моделью, а при отрывных режимах обтекания — затягивание отрыва из-под скачка уплотнения.
Рис. 3
7___«Ученее записки» № 2
97
Re~-2,5-W's
мцфадираВанная
модель
ОЛ
0.S
О,в
Рис. 6
Устройство перепуска в районе скачка уплотнения оказывает значительное влияние на коэффициент сопротивления профиля. На. рис. 4 представлены зависимости сж^(а), соответствующие гладкой и перфорированной моделям при числах Маха:
0,74; 0,758 и 0,777 с естествеиным переходом. Из фотографий и графиков, соответствующих каждому из режимов, следует, что в данных условиях эффективность работы устройства определяется положением скачка уплотнения относительно перфорированного участка. При углах атаки а..О и числах М..0,72 скачок уплотнения располагался за перфорированным участком и эффективность работы устройства была близка к нулю. По мере увеличения угла атаки при фиксированных числах Маха происходило движение скачка по иаправлению к передней кромке профиля. В диапазонах 0<а<4° и О,72..М<О,82 регистрировалась эффективная работа устройства. При этом, максимальное снижение коэффициента сопротивления ст составило 17%. На всех закритических режимах при углах атаки а>4,5° скачок уплотнения располагался перед перфорированным участком и эффективность работы устройства падала до нуля. Следует отметить, что при докритическом обтекании перфорированный участок не вносит заметного вклада в рост коэффициента сопротивления С"'.
Исходя из зависимостей Ср (х), изображенных на рис 1, а, можно отметить два процесса в районе скачка уплотнения, расположенного на перфорированном участке. Во-первых, это выдув воздуха в область перед скачком. В этой области снижается разрежение, падают местные числа Маха, местный коэффициент давления Ср и, следовательно, местные значения коэффициента подъемной силы. С другой стороны, в области за скачком осуществляется отсос пограничного слоя, что проявляется в увеличении разрежения в этом районе, повышении местного числа М и, следовательно, местного значения Су. Таким образом, увеличение или уменьшение суммарного су модели зависит от того, какой из этих эффектов будет преобладать. Из рис. 1, а следует, что суммарный Су модели с устройством перепуска должен изменяться незначительно. Эти рассуждения полностью согласуются с результатами весовых испытаний (рис. 5).
На рис. 6 представлены зависимости аэродинамического качества от коэффициента подъемной силы К=^Су) при трех значениях числа М. На модели с устройством перепуска получено повышение его максимального значения при всех режимах эффективной работы устройства (когда скачок располагался на перфорированном участке поверхности профиля). При этом наибольшее увеличение максимального аэродинамического качества составило 1,5 при Ктах = 19,5 (на 8%).
В заключение отметим, что фиксация перехода практически не оказывала значительного влияния на эффективность работы устройства перепуска и лишь (вследствие смещения скачка уплотнения вверх по потоку) увеличивала числа Маха, при которых достигался наибольший положительный эффект.
ЛИТЕРАТУРА
1. , В а h i L., R о s s J., N a g a m a t s u Н. Passive SllOCk wave boundary layer control for transonic airfoil drag reduction. — AIAA Paper, 1983, N 137.
2. К о в а л ь н о г о в С. А., Ф о м и н В. М., Ша п о в а л о в Г. к. Экспериментальное исследование возможности пассивного управления взаимодействием скачка уплотнения с пограничным слоем. — Ученые записки ЦАГИ, 1987, т. 18, № 4.
3. К о в а л ь н о г о в С. А., Ф о м и н В. М., Ша п о в а л о в Г. И. Изучение пристеночных пульсаций давления при пассивном управлении взаимодействием скачка уплотнения с пограничным слоем. — Ученые записки ЦАГИ, 1988, т. 19, № 4.
Рукопись поступила 2/III 1990 г.
