Гистерезис нормальной силы крыла сложной формы в плане при неустановившемся движении Текст научной статьи по специальности «Механика и машиностроение»

УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ Ц А Г И Т о м XII 19 81

№ 5

УДК 629.735.33.015.017.26/27

ГИСТЕРЕЗИС НОРМАЛЬНОЙ СИЛЫ КРЫЛА СЛОЖНОЙ ФОРМЫ В ПЛАНЕ ПРИ НЕУСТАНОВИВШЕМСЯ ДВИЖЕНИИ

А. Н. Жук, А. И. Курьянов, Г. И. Столяров

Приведены результаты исследования влияния неустановивше-гося движения на нормальную силу самолета с крылом сложной формы в плане на дозвуковых скоростях. Показано, что на отрывных режимах при неустановившемся движении происходит заметная трансформация аэродинамических характеристик по углам атаки по сравнению с данными, полученными при стационарном обтекании. Причем с ростом угловой частоты колебаний имеет место существенное расширение гистерезисной петли в зависимости С„ = /(а), что связано

п

с видоизменением неустойчивой вихревой структуры течений на больших углах атаки при неустановившемся движении и необратимостью вязких срывных течений.

Явление „статического“ гистерезиса связано, как отмечалось в работе [1], с нестационарностью обтекания и обусловлено, в первую очередь, неоднозначностью структуры внешнего потенциального потока при одних и тех же кинематических параметрах, полученных при различном направлении изменения этих параметров (например, при увеличении или уменьшении угла атаки, числа М и т. д.), и необратимостью вязких срывных течений. Результаты статических испытаний модели самолета с тонким крылом сложной формы в плане, общий вид которого приведен на рис. 1, показали гистерезисный характер изменения интегральных аэродинамических характеристик при увеличении углов атаки (при прямом ходе) и при их уменьшении (при обратном ходе). Фюзеляж исследуемой модели имеет следующие параметры:

~ ^-ф/^ф “ 7,8, Хн --- ф = 3,18, Хц — £ц//}ф = 4,62,

где Хф — относительное удлинение фюзеляжа; Ан. Хц — относительные удлинения носовой и цилиндрической частей фюзеляжа соответственно; Ьф—длина фюзеляжа; Оф — диаметр миделевого сечения фюзеляжа; ¿н, ¿ц — длина носовой и цилиндрической частей фюзеляжа соответственно.

В среднем положении по высоте фюзеляжа установлено крыло с удлинением ^кр —2,12, сужением т) = 8,55 и углом стреловидности по передней кромке Хп. к= 55°, имеющее трапециевидный профиль с относительной толщиной с = =с/6(г) =3,7%, где Ь (г)—хорда крыла, с—толщина. Задняя кромка крыла совмещена с торцом фюзеляжа (см. рис. 1). Между передней кромкой корневых сечений крыла и фюзеляжем расположен наплыв треугольной формы с углом стреловидности х„ к = 78°.

8—„Ученые записки ЦАГИ“ № 5.

из

Как известно [2, 3], на тонком крыле с наплывом отрыв потока происходит практически с малых углов атаки по всей длине стреловидной передней кромки наплыва и крыла. Непосредственно от вершины крыла начинают распространяться две вихревые пелены, которые с увеличением угла атаки свертываются в вихревые жгуты. Интересно отметить, что при небольших углах атаки а<^10° на одной половине крыла могут образоваться два вихревых жгута, один из которых образуется на наплыве, а другой^- на консольной части крыла [3]. Однако с последующим ростом угла атаки вследствие увеличения интенсивности вихревого жгута с наплыва происходит объединение двух вихревых жгутов в один.

За начало срывного обтекания на таких крыльях принимают значение угла атаки а*, при котором возникает разрушение вихревых жгутов непосредственно над поверхностью крыла. Как известно, разрушение вихрей на крыле приводит к уменьшению разрежения на его поверхности и к изменению положения точки отрыва пограничного слоя под вихрем. В работе [3] была установлена обусловленная этим явлением взаимосвязь начала разрушения ядер спиральных вихрей у задней кромки крыла с особенностями зависимости коэффициента нормальной силы от угла атаки С„=/(а): при углах атаки а^.аг наблюдается резкое уменьшение производной С“. Зависимости С„=/(а), полученные в настоящих испытаниях для модели с крылом сложной формы в плане, также имеют характерные особенности, позволяющие определить критический угол атаки ау В рассматриваемом случае начало разрушения вихревых жгутов в окрестности задней кромки соответствует углу атаки а'г == 24°. При дальнейшем увеличении угла атаки разрушение жгута будет происходить выше по потоку от задней кромки.

Поскольку гистерезисная петля в зависимости С„=/(а) при различном направлении изменения углов атаки располагается в окрестности критического угла а1 (19,5° <; а <; 27,5°), можно предположить, что неоднозначность структуры обтекания крыла в этом диапазоне углов атаки при относительно малом числе Ь

Рейнольдса Ие=~—2? = 0,86-106, где Ьа — средняя аэродинамическая хорда,

V

Уда — скорость потока, ч — кинематическая вязкость, обусловлена различным

характером разрушения вихревых жгутов при увеличении углов атаки и восстановления устойчивой вихревой структуры при уменьшении углов а (испытания с обратным ходом) и необратимостью вязких срывных течений (отрывом погра-. ничного слоя под вихрем).

Исследование влияния неустановившегося движения на аэродинамические характеристики самолета с крылом сложной формы в плане проводилось в двух фиксированных диапазонах изменения углов атаки (— 8° а <; 23°; 0<;а<;33°) при частоте колебаний / = 0,1-*- 1,0 Гц и амплитуде 0а = 13 -г- 16°. Первый диапазон углов атаки —8°^; а <¡23° соответствует полностью устойчивой вихревой структуре. Второй диапазон углов атаки 0 <а 33° включает в себя различные режимы обтекания крыла от устойчивой вихревой структуры при малых углах атаки до режимов, где наблюдается полное разрушение вихревых жгутов над верхней поверхностью крыла.

Результаты динамических испытаний по определению величины коэффициента полной нормальной силы С„ =Л^п/<?5 (Мп — полная нормальная сила,

п

5 — площадь крыла, q — величина скоростного напора), которая в общем случае является функцией угла атаки а, угловой скорости шг или (а) и углового ускорения со-, или (а), представлены на рис. 2— 5. Там же для сопоставления приведены зависимости Сл=/(а)> полученные при стационарном обтекании.

Как видно из приведенных на рис. 2 данных, в случае колебаний с амплитудами, которые не превышают критические углы атаки аг, результаты динамических испытаний с частотой /=0,2-4-1,0 Гц хорошо согласуются с данными статических испытаний. При этом результаты при прямом (а>0) и обратном (а<0) ходах весьма близки между собой. Это объясняется малостью нестацио-

с

1,0

./

0,5

О

,У

у

10

24° 3

,/5ратный ход

30° а.

Примой ход

о

*

<!

*

— — статические испь/тпания Рис. 2

пП

1.0

0,5

4

Л.

/<?

/

/

10°

Прямой ход

ЛЛ

0,3

20°

Обратный ход * а

- статические испытания Рис. 3 ?шО,ЗГц

Ж

и

I!

II-

/

/

#/

»/

/

У

/

6 г/ /

/

-х.

_1_

7О

-1.

I

20

20

а.

Прямой, ход Обратный ход • 4

9 а

-------статические испытания

Рис. 4

■и

=з

■?1

§1

Исследования обтекания колеблющегося треугольного крыла с углом стреловидности по передней кромке хп. [4] показали, что имеется значитель-

ная разница в положении вихрей при установившемся и неустановившемся течениях. При возрастании угла атаки вихрь становится более интенсивным и движется к плоскости симметрии крыла, но не достигает положения, соответствующего стационарному обтеканию вплоть до максимального значения угла атаки. При уменьшении угла атаки вихрь ослабевает и движется к корневой части крыла, тогда как при стационарном обтекании (шг = 0) положение вихря по размаху в определенных сечениях крыла от его вершины и перпендикулярных к плоскости симметрии остается практически неизменным при изменении угла атаки. Поэтому можно предположить, что возникающая разница в положении вихрей при установившемся и неустановившемся течениях должна привести к изменению аэродинамических характеристик. Однако результаты настоящих исследований, как указывалось выше, показали хорошее согласование данных, полученных при неустановившемся движении и в стационарных условиях. Это позволяет сделать вывод о том, что при устойчивой вихревой структуре возможное изменение положения вихревого жгута над крылом при неустановившемся движении практически не оказывает влияния на аэродинамические характеристики самолета рассматриваемой компоновки.

Совершенно иная картина наблюдается тогда, когда угол атаки превышает критический угол а1 (см. рис. 3—5). В этом случае при неустановившемся движении наблюдается заметная трансформация зависимости Сп =/(«) по сравнен

П

нию с Сл=/(а), полученной при стационарном обтекании. При этом с ростом частоты колебаний имеет место существенное расширение гистерезисной петли в зависимости Сп = /(а). Это связано, по-видимому, с тем, что при неустановившемся движении крыла вдоль передней кромки наплыва возникает дополнительное отрывное течение, приводящее к увеличению интенсивности носовой вихревой пелены и, вследствие этого, к затягиванию начала разрушения вихревого жгута в окрестности задней кромки и возникновению отрывного течения (а>а*), коренным образом отличающегося от течения при стационарных условиях («>г = 0). Доказательством этого могут служить результаты динамического эксперимента на углах атаки ашах, при которых угловая скорость равна нулю <®г = 0). В этом случае, как видно из рис. 5, коэффициент полной нормальной силы Спп (а, юг) заметно отличается от статического коэффициента Сп (а) [ДСп = = С„п («, <°г) — Сп (а) = 0,15]. При обратном изменении угла атаки (а<0) вос-

становление устойчивой вихревой структуры происходит на гораздо меньших углах атаки, чем при стационарных условиях.

Таким образом, заметное расхождение в коэффициентах полной и статической нормальной силы на больших углах атаки, приводящее к существенной трансформации гистерезисной петли в зависимости Сп =•/(<*), обусловлено, по-

I!

видимому, видоизменением неустойчивой вихревой структуры течения по углам атаки при неустановившемся движении.

Изложенные в работе результаты исследований влияния неустановившегося движения крыла на его нормальную аэродинамическую силу при отрывных режимах следует учитывать при решении задач динамики самолета на больших углах атаки.

ЛИТЕРАТУРА

1. КурьяновА. И., Столяров Г. И., ШтейнбергР. И. О гистерезисе аэродинамических характеристик. „Ученые записки ЦАГИ", т. X, № 3, 1979.

2. Чжен П. Управление отрывом потока. М., „Мир", 1979.

3. Отрывное обтекание тонких крыльев несжимаемой жидкостью. Сб. под ред. С. М. Белоцерковского. Труды ЦАГИ, вып. 1915, 1978.

4. Чжен П. Отрывные течения, т. II. М., .Мир.', 1973.

Рукопись поступила 25/VIII 1980 г.