CC BY
59
Том XXXIII
УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ ЦАГИ 20 0 2
№ 1—2
УДК 629.735.33.015.3.025.35 629.735.33.015.3:533.695.7
ИСПОЛЬЗОВАНИЕ ПРОДОЛЬНЫХ ВИХРЕЙ ДЛЯ УПРАВЛЕНИЯ ИНТЕРФЕРЕНЦИЕЙ СТРУИ ДВИГАТЕЛЯ С ОТКЛОНЕННЫМИ ЗАКРЫЛКАМИ
В. А. ВЛАСОВ
Продолжено исследование возможностей улучшения отклонения струй двигателя на закрылках с помощью продольных вихрей, вводимых в эти струи на выходе из двигателя.
В работе рассматриваются вопросы изменения эффективности вихреобразователей при изменении степени двухконтурности двигателя и определяется время, потребное для реализации эффекта после ввода в действие вихреобразователя.
В работе [1] была экспериментально показана возможность повышения эффективности взлетно-посадочной механизации применительно к проблеме использования двигателей большой степени двухконтурности, расположенных под крылом. Сущность предложенного способа состояла в том, что на выходной кромке сопла внешнего контура располагалась треугольная пластина, погруженная своей вершиной в поток. Продольные вихри с этой пластины деформировали поперечное сечение струи, превращая его из круглого в эллипсообразное с большой осью вдоль размаха крыла, в результате чего струя отклонялась на больший угол при натекании на отклоненные закрылки. Отсек крыла был выполнен с двухзвенным закрылком с хордой каждого звена 0,156 и двумя щелями шириной 0,026, а имитатор двигателя имел сопло с центральным телом,
с постоянной площадью сопла внутреннего контура и с переменной площадью сопла наружного контура. Было достигнуто увеличение до 30% угла отклонения эллипсообразной струи на закрылках и подъемной силы исследованного отсека крыла по сравнению с круглой струей.
Установка, на которой проводились эксперименты, показана на рис. 1. Основными ее элементами являются: модель отсека крыла с
двухзвенным закрылком и концевыми шайбами 1, установленная на штанге с двумя трехкомпонентными тензовесами 2, имитатор двигателя 3, установленный на штанге подвода сжатого воздуха с трехкомпонентными тензовесами 4 и на координатнике 5. Все это установлено на поворотном круге 6 в открытой рабочей части аэродинамической трубы.
В настоящей работе приведены результаты дальнейших исследований изложенного в [1] метода повышения эффективности взлетно-посадочной механизации самолетов УВП.
Было сделано следующее:
Рис. 1
а) определена зависимость эффективности использования вихреобразователя от отношения площадей контуров сопла;
б) определено время реализации эффекта от ввода в действие вихреобразователя, т. е. время между моментом отклонения вихреобразователя и моментом изменения коэффициента подъемной силы су крыла.
Зависимость эффективности использования вихреобразователя от отношения площадей контуров сопла. Основные геометрические размеры модели отсека крыла и исходного варианта имитатора двигателя с центральным телом и вихреобразователем показаны на рис. 2. Наружный угол сужения хвостовой части обечайки имитатора двигателя составлял « 15°. Отклонение струи осуществлялось на двухзвенном щелевом закрылке (углы поворота звеньев закрылка равны соответственно — 5! = 45° и 82 = 20°).
В дополнение к исследованному в [1] варианту выходного сопла имитатора, очертания которого показаны на рис. 2, а основные геометрические параметры даны в таблице для варианта № 1, исследованы еще два варианта: № 2 и № 3.
Отношение площадей контуров сопла варьировалось с помощью сменных обечаек, изменяющих диаметр сопла внешнего контура В. Обечайки имели одинаковый угол сужения и разную длину. Поэтому при установке новой обечайки изменялось расстояние х, так как положение имитатора относительно отсека крыла не изменялось. Расстояние между концевыми
шайбами было равно 500 мм, площадь отсека крыла составляла 1750 см2.
Максимальный диаметр обечайки внутреннего контура был постоянным — 54 мм. Кольцевой зазор между обечайками первого и второго контуров составлял соответственно 18, 13
и 8 мм. Площадь сопла внешнего контура при этом была 40,6; 27,4 и 15,6 см2. Площадь сопла
внутреннего контура равна 5,2 см2. Отношение площадей, таким образом, имело значения
^нар/^вн = 8; 5,2 и 3.
Расход газа подавался в оба контура из общей камеры с одинаковыми параметрами. Использовались вихреобразователи в форме треугольных щитков с углом при вершине у = 90°. Угол между плоскостью вихреобразователя и осью сопла составлял авхр = 55°. Высота
вихреобразователя а подбиралась так, чтобы при отклонении на 55° вершина его касалась
1,66*
7> = 0,35-м'
№ вар. Р /р кар/ ‘ вн ть ЫО х/Ь 1/Ь
1 8 0,26 0,25 1,05 0,29
2 5,2 0,23 0,19 0,97 0,21
3 3 0,20 0,16 0,91 0,15
Рис. 2
обечайки внутреннего контура и составляла 22, 15 и 11 мм (см. рис. 2). Соответственно, площади
этих вихреобразователей были 4,8; 2,25 и 1,2 см2 или составляли 11,8; 8,2 и 7,8% от площади второго контура.
Эксперименты проводились при нескольких значениях расстояния от оси сопла до хорды крыла к (от 60 до 90 мм), при скорости потока в трубе 0, 20 и 40 м/с, при нулевом угле атаки, при наличии и отсутствии вихреобразователя на обечайке внешнего контура. Ось имитатора двигателя
в экспериментах была параллельна хорде крыла. Методика проведения экспериментов и обработки их результатов изложена в [1].
Эффективность вихреобразователей характеризуется либо увеличением угла поворота струи двигателя (у) на закрылках, либо приростом су. Обобщенные результаты о влиянии параметра ^нар/^вн на эффективность вихреобразователя
представлены на рис. 3.
При отсутствии внешнего потока (и =0) эффективность оценивается первым способом. Эти результаты представлены на рис. 3, а в виде зависимостей увеличения угла отклонения струи при отклонении вихреобразователя Ду от значения ^ар/^ви. Здесь у — угол поворота струи
(у = агС^ (У/Х)), Xи У — компоненты вектора тяги после поворота на закрылке.
При скорости внешнего потока, отличной от нуля, применяется второй способ. Эти результаты представлены на рис. 3, б для и = 20 и 40 м/с в виде зависимостей увеличения су при
отклонении вихреобразователя от значения FнapJFвн. Здесь приняты следующие обозначения:
Рис. 3
су =
qF^
qF'
Ук — подъемная сила модели отсека крыла, д — скоростной напор потока, ^ — площадь отсека крыла, ст — коэффициент тяги, Яд — тяга сопла имитатора двигателя.
Приведенные результаты показывают, что с уменьшением степени двухконтурности заметно уменьшается эффективность вихреобразователей, что проявляется в уменьшении Дсу и
Ду
в схеме «двигатель под крылом».
Время проявления эффекта от ввода в действие вихреобразователя. Для проведения экспериментов по определению времени проявления эффекта от ввода в действие вихреобразователя использовалась такая же установка, что и для экспериментов при стационарных режимах, но имитатор двигателя и отсек прямого крыла имели большие размеры. Диаметр сопла В = 200 мм, хорда модели крыла Ь = 700 мм при расстоянии между концевыми шайбами 500 мм. Величина F^aр/F5н составляла 6,3.
Относительные размеры вихреобразователя были такие же, что и на рис. 2. Система дистанционного управления позволяла быстро вводить вихреобразователь в струю имитатора
двигателя (изменять авхр от 0 до 90°). В крайних положениях вихреобразователя авхр = 0 и авхр = 90° происходит замыкание электрических контактов.
Электрические сигналы с У компоненты тензовесов на штанге установки крыла и с контактов фиксации крайних положений вихреобразователя выведены на шлейфовый осциллограф. Скорость движения ленты на осциллографе — 5 см/с. Сигнал на осциллограф поступал через усилитель и фильтр.
Эксперименты проводились при скорости потока в трубе 30 м/с и скорости струи из имитатора двигателя 175 м/с и заключались в фиксировании на шлейфовом осциллографе изменения сигнала с тензовесов при быстром переводе вихреобразователя в рабочее положение (авхр = 90°) из положения а вхр = 0.
Если время проявления эффекта Тэ меньше периода собственных колебаний конструкции 70, то определить Тэ затруднительно [2]. Поэтому для повышения собственной частоты колебаний конструкции (модель, штанга, весы) ниже тензовесов на штанге крепления крыла были установлены распорки, что позволило повысить частоту собственных колебаний системы до
/с «12 Гц. Примерно с такой же частотой пропускания был использован фильтр (10 Гц).
Основные результаты экспериментов представлены на рис. 4. На осциллограмме кроме сигнала с тензовесов 1 выведены сигналы с контактов начального 2 и конечного 3 положений вихреобразователя. Время перевода вихреобразователя в рабочее положение, т. е. время т с момента размыкания контакта начального положения до момента замыкания контакта конечного положения составляло в экспериментах 0,05 с. Эти моменты на осциллограмме обозначены ступеньками (соответственно 4 и 5). Уже до момента изменения нагрузки имеют место колебания сигнала
с собственной частотой системы /а, так как модель крыла в основном эксперименте находилась в потоке аэродинамической трубы и обдувалась струей из имитатора двигателя.
Время изменения сигнала с тензовесов, если считать изменение от минимума 6 до максимума 7, составляет 0,04 0,05 с, что соответствует примерно половине периода собственной частоты колебаний конструкции. Если считать за время изменения сигнала изменение от среднего уровня сигнала до перевода вихреобразователя 8 до среднего уровня после перевода 9, то оно составляет ~0,02 с.
Но если принять за время проявления исследуемого эффекта время от момента срабатывания контакта начального положения до момента выхода показания тензовесов на новый уровень, то оно будет составлять 0,06 с. Как видно из рис. 4, изменение среднего уровня сигнала с тензовесов начинается через 0,03 с после срабатывания контакта начального положения и заканчивается через 0,01 с после включения контакта конечного положения.
Возможно, время проявления эффекта может изменяться в зависимости от того, на какую фазу собственных колебаний приходится момент включения контакта. Если это будет не на нисходящей части кривой, как на рис. 4, а на восходящей, то время проявления эффекта может быть меньше.
Тем не менее, проведенные эксперименты дают возможность в качестве оценки принять, что время проявления эффекта от ввода в поток вихреобразователей не превышало 0,06 с. Установленное время изменения нагрузки соответствует числу Струхаля Sh = 0,07, подсчитанному по скорости струи и хорде профиля. Такие значения числа Струхаля указывают на то, что для взлетно-посадочных режимов транспортных самолетов с двигателями большой степени двухконтурности и с хордой крыла 7 м время проявления эффекта ввода вихрей составит не более 0,6 с.
Основные результаты. Проведены исследования влияния отношения площадей наружного и внутреннего контуров (при одинаковых параметрах воздуха в контурах) на эффективность использования вихреобразователя, установленного на кромке сопла. В качестве исходного выбран хорошо исследованный в [1] случай, когда отношение площадей наружного и внутреннего контуров равно F^/FsH = S. Установлено, что при значительном уменьшении
Fhар/^вн (на 45%) эффективность использования вихреобразователя заметно уменьшается. При
уменьшении F /Fsh на 65% эффективность вихреобразователя практически исчезает.
Исследовано время реализации эффекта от ввода в действие вихреобразователя. Установлено, что для схемы «двигатель под крылом» время проявления эффекта ввода в струю продольных вихрей характеризуется числом Струхаля Sh > 0,07 (при скоростях потока в аэродинамической трубе и в струе двигателя, равных соответственно 30 и 175 м/с, и при хорде элемента крыла, равной 0,7 м). Например, для взлетно-посадочных режимов транспортных самолетов с двигателями большой степени двухконтурности и с хордой крыла 7 м время проявления эффекта ввода вихрей с помощью вихреобразователей составляет не более 0,6 с.
ЛИТЕРАТУРА
1. Власов В. А., Жулев Ю. Г. Способ управления интерференцией струи двигателя с отклоненными закрылками//Ученые записки ЦАГИ.— 1997. Т. XXVIII, № 3—4.
2. Гродзовский Г. Л. Информационные характеристики аэродинамических тензометрических систем//Ученые записки ЦАГИ.— 1979. Т. X, № 4.
Рукопись поступила 24/III2000 г.
