CC BY
39
________УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ Ц А Г И
Том XVII 19 86
№ 3
УДК 533.6.011.35 : 629.7.025.1
ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫЕ ИССЛЕДОВАНИЯ РАСПРЕДЕЛЕНИЯ ДАВЛЕНИЯ НА КРЫЛЕ С КОНЦЕВЫМИ ШАЙБАМИ ПРИ ОКОЛОЗВУКОВЫХ СКОРОСТЯХ
Н. А. Чичеров
Приводятся результаты экспериментальных исследований распределения давления на полукрыле с верхней односторонней концевой шайбой, полученных в диапазоне чисел М=0,5-^-0,9 и углов атаки а=—20-4-15а при различных углах установки шайб аш.
Получены данные о характере изменения как эпюр давления, так и нагрузок в концевой части крыла и на шайбе при изменении аш, числа М и а.
Для повышения аэродинамического качества пассажирских и транспортных самолетов в настоящее время рассматривается возможность применения различного ти-
— '25
па концевых шайб с малой относительной площадью (5Ш= "тр1' =2ч-5%). Из ре-
•Ькр
зультатов большого числа исследований следует, что применение таких шайб приводит в ряде случаев к существенному увеличению аэродинамического качества самолетов. Однако известны случаи, когда установка шайб может привести и к ухудшению аэродинамического качества самолета, особенно при больших дозвуковых числах М полета.
С целью выяснения качественной физической картины течения в концевой области крыла и на шайбе в широком диапазоне чисел М и углов атаки а была исследована модель полукрыла, имитирующая консольную часть крыла большого удлинения с верхней односторонней концевой шайбой (рис. 1). Соотношение геометрических параметров шайб и концевой части крыла этой модели принимались такими, как на крыле большого удлинения. Такой подход позволил увеличить геометрические размеры концевой части крыла и шайб и выполнить довольно подробный дренаж не только по размаху законцовки (6 сечений) и шайбы (4 сечения), но и хорде (41 точка в сечениях крыла и 25 точек в сечениях шайбы).
Исследования по влиянию угла установки шайб аш (угол между вектором скорости набегающего потока и концевой хордой шайбы) на распределение давления проведены в диапазоне чисел М=0,5-т-0,9 и значениях а=—2°н-15° при двух значениях аш=—1° и —3° и угле развала шайб \>ш = 15° (угол между плоскостью шайб и вертикалью). Для сравнения выполнены испытания крыла без шайб.
1. Влияние угла установки шайб на распределение давления по крылу. Представленные на рис. 1 эпюры распределения давления по крылу в трех сечениях показывают, что влияние установки верхних односторонних шайб на распределение давления по поверхности крыла проявляется двояко. Во-первых, установка шайб приводит к увеличению истинного угла атаки концевых сечений крыла. Во-вторых, наблюдается сложение местных возмущений от крыла и шайбы, приводящих к дополнитель-
Рис. 1. Распределение давления по крылу и концевой шайбе
ному разгону потока в хвостовой части верхней поверхности крыла и образованию на этой поверхности второго минимума давлений и усилению диффузорности в ее хвостовой части. Этот эффект виден также на рис. 3, где иллюстрируется влияние угла атаки крыла на распределение давления: в сечении крыла, близком к шайбе (г=0,99). Обнаружено, что пик разрежения во всех рассмотренных сечениях крыла находится в области напротив максимальной толщины корневого сечения шайбы. Это видно на рис. 2, где показано влияние установки шайб на дополнительное разрежение на крыле. Область, где начинается разгон потока на крыле, определяется прямыми, исходящими из носика корневого профиля шайбы. С увеличением угла атаки крыла до 10°—12° пик разрежения на крыле растет, а линия начала разгона потока разворачивается против потока. Важной особенностью полученных материалов является то, что они показали, что данный эффект в основном определяется сжимаемостью. С уменьшением числа М область связанного с установкой шайб разгона потока сужается, а величина пика разрежения в этой области падает. И наоборот, с увеличением числа М область разгона потока от установки шайб расширяется, а величина пиков разрежения резко растет вплоть до появления скачков уплотнения в этой области (см. рис. 1, 3; М=0,8, 2сеч=0,99, а= —1°). Выявлено, что существенным фактором, определяющим размеры области и величину разрежения в ней, является загрузка шайб. Варьируя углом установки шайб, можно добиться существенного изменения загрузки шайб. Проведенные исследования при различных углах установки шайб показывают (см. рис. 1, 2), что чем больше аш, тем больше пики разрежения и большая область по размаху крыла оказывается в зоне влияния шайб. Увеличение диффузорности в хвостовой части верхней поверхности крыла может привести к образованию отрыва, опасность которого усиливается с ростом а и М. Из результатов испытаний видно, что уменьшение угла установки шайб от —I6 до ■—3° оказывает благоприятное влияние, уменьшая дополнительные разрежения и интенсивность диффузора, что приводит к значительно лучшему восстановлению давления при приближении к задней кромке (см. рис. 3). Рассмотрение полученного распределения давления при больших углах атаки крыла показывает, что вследствие начала отрывного обтекания приращение нагрузки на концах крыла, связанное с установкой шайб, уменьшается (см. рис. 3> 4), что является важным фактором при расчетах крыла с шайбами на прочность. Это связано-с тем, .что с одной стороны концевые шайбы увеличивают истинные углы атаки концевых сечений крыла, а с другой стороны шайбы препятствуют образованию интенсивного концевого вихря и связанного с ним увеличения разрежения на верхней поверхности крыла. В силу этих причин, действующих в противоположных направлениях, местные значения сп сеч крыла с шайбами и без шайб при а>10° сближаются. В результате этого уменьшаются приращения в изгибающих моментах в корне крыла от установки шайб при больших углах атаки, как это видно на рис. 4, .где иллюстрируется влияние угла атаки крыла на изменение нагрузок на крыле и шайбе.
Область разгона потока Область сртах2
, і.. і X — ,л^-> “
ТТТ1-----------Г^
411
I
^іі стахш\ | %
Корневой
\
Крыло
Область побтормашабаная \ тах потока
профиль
шайбы
005 г„ 1 д без шайб х «
0,65 гкр / /° о Ка=-Г
Рис. 2. Влияние установки шайб на дополнительные разрежения на крыле
Сечение крыла г-0,93,М~0,8
Рис. 3. Влияние угла атаки крыла на характер эпюр на крыле
М=0,8
Сечение крыло ЛкршО,33 Сечение шай^ы;ЛШ=Ц!
с зкстраполяциейна х=1
Рис. 4. Влияние угла атаки крыла на изменение нагрузок на крыле и шайбе
2. Распределение давления по шайбе при различных углах установки аш.
Подробный дренаж на шайбе позволил выявить некоторые особенности обтекания ее сечений. Показано, что характер обтекания сечений шайбы существенно зависит от
влияния на нее крыла (см. рис. 1), причем на распределение давления в корневой
части шайб оказывает влияние не только суммарная величина скоса потока за
крылом, но и местные особенности распределения давления.
Важным параметром, оказывающим наиболее существенное влияние на характер обтекания сечений шайб, является число М полета. Так, при числах М<0,7-ь0,73 на исследуемой модели обтекание шайб по всему размаху характеризуется «пиковым» распределением давления с расположением зон максимального разрежения в области передней кромки шайб. С увеличением числа М в корневых сечениях шайбы (/їсеч. ш<0,3) характер эпюр меняется, переходя из пикового в полочный. Такая перестройка течения в корневых сечениях шайб происходит по двум причинам. Во-первых, наибольшая величина скоса, определяющая местный угол атаки сечений шайб, реализуется в корневой части шайб (Нсеч. ш<0,5 6 концевой хорды крыла). Следовательно, наибольшие значения с„ на шайбе будут реализованы в ее корневых сечениях, что, в свою очередь, указывает на то, что на верхней поверхности шайб в этой области в первую очередь возникнут местные звуковые и сверхзвуковые скорости. Во-вторых, на эти сечения, из-за их близости к верхней поверхности крыла, оказывает сильное влияние поле давлений и местных скоростей на верхней поверхности крыла. В результате влияния этих двух факторов происходит увеличение местных скоростей на верхней поверхности шайб и изменение характера эпюр распределения давления в корневых сечениях шайб.
Учитывая влияние этих двух факторов, можно изменять характер обтекания корневых сечений шайб с тем, чтобы достичь наиболее благоприятного обтекания сечений шайб с точки зрения получения максимального выигрыша в аэродинамическом качестве за счет установки шайб. Так, например, за счет изменения угла установки шайб аш можно изменять местные углы атаки корневых сечений шайб и тем самым уменьшать возмущения на верхней поверхности шайб. В данных опытах, например, при аш=—1° (см. рис. 1, М=0,8) видно образование скачков уплотнения в корневых сечениях шайбы. При аш = —3° возмущения уменьшаются и в корневых сечениях шайбы реализуется бесскачковое обтекание, что свидетельствует о благоприятном влиянии угла установки аш.
Следует отметить еще одну выявленную при больших дозвуковых скоростях особенность обтекания корневых сечений шайб (Л0еч. ш<0,1), обусловленную сложным пространственным характером обтекания области стыка крыла с шайбой, когда на нижней поверхности шайбы вблизи передней кромки возникает область разрежений (рис. 5). Связано это, по-видимому, с «запиранием» потока в этой области из-за сложения возмущений, возникающих на верхней поверхности крыла и шайб. С увеличением числа М это явление усиливается. Переход на режим аш = —3° уменьшает неблагоприятную интерференцию между крылом и шайбой и в этом случае явление «запирания» потока не наблюдается во всем исследованном диапазоне чисел М<0,9 и а крыла.
Из представленных на рис. 1 эпюр распределения давления по размаху шайбы видно, что по мере удаления от корневого сечения шайбы влияние крыла на дополнительные местные скорости по шайбе ослабляются и основным становится влияние крыла на истинный угол атаки сечений шайбы. Обтекание сечений шайбы вдали от
Рис. 5. Влияние числа М на характер эпюр ср корневых сечений шайб .
корня сходно с обтеканием сечений стреловидного крыла с тем же профилем. При этом сохраняется благоприятное влияние перехода от угла аш=—1° к аш=—3°.
Исследование распределения давления при больших величинах а позволило выявить один из наиболее важных факторов, который необходимо учитывать при разработке крыльев с верхними односторонними шайбами. Так, при больших углах атаки крыла из-за уменьшения скоссгр в области установки шайб (вследствие наступления срывных режимов обтекания крыла) разность в давлениях на верхней и нижней поверхностях шайб уменьшается. Одновременно на этих углах уменьшается разность в давлениях на верхней и нижней поверхностях крыла в случае установки шайб (см. рис. 3). По полученным эпюрам ср были определены изменения в нагрузках на крыле и шайбе, котррыё показали, что в диапазоне углов атаки а=8° 10 достигаются максимальные приращения в нагрузках от установки шайб (см. рис. 4).
Таким образом при расчетах крыльев с концевыми шайбами в расчетных случаях на прочность при больших а необходимо учитывать, что приращения в нагрузках от установки шайб имеют максимум в диапазоне а=8°-*-10°.
Рукопись поступила 2/УІ 1985 г.
