CC BY
39
_________УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ ЦАГИ
_________ _____
№1—2
УДК 629.735.33.015.3:533.695.7
ИССЛЕДОВАНИЕ ИНТЕРФЕРЕНЦИИ СТРУИ С ПОВЕРХНОСТЬЮ КРЫЛА
В. А. Власов, Ю. Г. Жулев , А. Г. Наливайко
Приводятся результаты экспериментальных исследований влияния дозвуковой струи на величины коэффициента подъемной силы с,, и момента тангажа т: отсека прямого крыла с симметричным профилем при различном взаимном расположении крыла и сопла генератора струи.
Интерференция выхлопной струи с близко расположенной поверхностью (в частности, с поверхностью крыла) может представлять практический интерес для различных схем летательных аппаратов. Приводимые в литературе результаты исследований аэродинамических характеристик различных аппаратов и моделей при наличии струй не позволяют выделить собственно эффект интерференции струи с поверхностью (например, [1], [2]). В настоящей работе закономерности такой интерференции исследуются на модели, позволяющей определять величину этой интерференции и изменять в широких пределах геометрические и аэрогазодинамические параметры, определяющие эту величину.
1. Принципиальная схема установки, на которой проводились эксперименты в открытой рабочей части аэродинамической трубы, показана на рис. 1,о. Основными ее элементами являются: модель отсека прямого крыла с симметричным профилем и с концевыми шайбами 1, установленная на штанге 2 с двумя трехкомпонентными тензовесами, генератор струи 3, установленный на штанге 5 подвода сжатого воздуха с трехкомпонентными тензовесами и на координатнике 7, позволяющем менять положение генератора струи по отношению к крылу. Сжатый воздух подводится к соплу генератора струи через горизонтальный полый пилон 4, вертикальный трубопровод 5 и через дюритовый шланг 6. Равномерность параметров потока в выходном сечении генератора струи обеспечивается установкой в фор-камере этого генератора выравнивающих сеток и хонейкомба.
Ґіолг а б!
Рис. 1
Основные геометрические размеры модели отсека крыла показаны на рисі 1,6. Отсек крыла имеет профиль П-151-12% с хордой й = 0,35 м, ограниченный двумя концевыми шайбами, очертания которых показаны штриховой линией на рис. 1,6. Расстояние между концевыми шайбами равно 1,43 Ь (0,5 м).
При экспериментах изменялись следующие газодинамические, и геометрические параметры:
скорость потока в аэродинамической трубе и (30, 45 и 60 м/с); скорость воздуха на выходе из сопла генератора струи (до 230 м/с); отношение расстояния от оси генератора струи до хорды крыла к диаметру сопла Ш);
положение генератора струи вдоль хорды крыла, определяемое отношением расстояния от передней кромки крыла до среза сопла к хорде крыла, хс /Ъ.
Оценка показала, что для струи число Яе, подсчитанное по диаметру сопла, даже для минимальной скорости истечения (60 м/с) значительно выше критического. Для внешнего потока число Яе, подсчитанное по хорде профиля, изменялось от 7-105 до 14-105.
При определении искомой величины интерференции из сил на крыло, измеренных тензовесами, вычитались определяемые во вспомогательных экспериментах силы, действующие на концевые шайбы и элементы штанги. При определении тяги генератора учитывались силы, действующие на генератор и систему подвода воздуха при наличии потока трубы, но без подачи сжатого воздуха в генератор. При этом было установлено, что коэффициент сопротивления шайб и штанги крепления крыла значительно больше коэффициента сопротивления профиля при нулевом угле атаки и что вклад в суммарные значения сх и т= генератора струи определяется, в основном, вкладом в эти величины от импульса выдуваемой струи. Поэтому оценка величины интерференции проводилась по изменению су крыла
и генератора струи.
Условием моделирования при экспериментах в аэродинамической трубе является равенство отношений скоростных напоров струи и внешнего потока в натурных условиях и в эксперименте. Поэтому основные результаты экспериментов по влиянию параметров /?/£> и хс/Ь на интерференцию струи с крылом представлены в зависимости от ^стр/^оо (?Стр и — скоростные напоры струи генератора и потока трубы соответственно). Для исследованной модели <7стр/<7ас - с“0Д^Кр0;1 /2/гсмод, где с}лол, ^КрОД, /гсмод — коэффициент тяги, площадь крыла и площадь сопла соответственно; с”од = Я/д'оо /гКр0Д (Я -— тяга сопла генератора струи).
2. Результаты экспериментов по определению изменения су и тг крыла ( тг определялся по отношению к носику профиля) от взаимодействия с генератором и струей представлены на рис. 2. (Под Асу и Ат, понимаются разности соответствующих характеристик крыла при наличии генератора струи с коэффициентом импульса ст и при его отсутствии.) За положительное направление оси у принимается направление от крыла к генератору струи.
Зависимости Дсу = /(<7Стр/<7ао) представляют собой плавные кривые.
Исключение составляет лишь ближайшая окрестность точки <уСТр/<7со = 0, где наблюдается резкое изменение Асу . Можно дать следующее объяснение этому явлению. При <7СХр/<7ао = 0 имеет место отрывное обтекание генератора струи, и вместо струи образуется след. При появлении струи происходит перестройка обтекания генератора и профиля, исчезает отрывная зона за срезом генератора, это приводит к увеличению давления на по-
МО х!Ь с Л/О х/Ь
+ 0,89 0,17 □ 1,00 0,47
X 1,Р0 0>17 ■ 1,00 0,77
* 1,23 0,17
Рис. 2
верхности крыла и к снижению Асу . Граница между струей и следом, когда скорость струи равна скорости внешнего потока, проходит примерно ПРИ Ястр/Зоо =1.
Из рассмотрения зависимостей Ьсу = /(<7стр/<7оо) и Л/и., = /(?Стр/?ос) при qCJp/>1 видно, что Асу и А/и, увеличиваются с ростом <устр/</<*> и что заметно снижение градиента Асу по дстр/<7ао ПРИ увеличении параметров ИЮ и хс/й. При ^стр/^оо = 0 в большинстве случаев наблюдается обратная зависимость от параметра Л/£>.
Наряду с вышеперечисленными проводились также эксперименты, в процессе которых находилось значение су генератора, появляющееся
от его интерференции с крылом при разных «/стр/^оо и разных расстояниях генератора от крыла (вплоть до случая отсутствия крыла). При этом было установлено, что подъемная сила, действующая на генератор по оси у, очень мала и вклад в су от нее по абсолютной величине не превышает 0,02. Таким образом, представленные на рис. 2 зависимости Асу =/(<7СТр/<700) с точностью до 0,02 соответствуют результирующему эффекту интерференции струи с крылом.
Проведем оценки величин #СТр/<7оо для скорости крейсерского полета
М = 0,85 на высоте 9 км и для скорости отрыва от земли при взлете 300 км/ч. Если, для примера, взять двухконтурный двигатель со степенью двухконтурности 5—7 и со степенью повышения давления во внешнем контуре 1,5-1,7, то величина Для крейсерского полета будет
примерно 2,0—2,3, а для условий взлета — примерно 11,5—14,5. Из сопоставления полученных величин с зависимостями рис. 2 видно, что интерференция весьма мала даже при близком расположении сопла к поверхности крыла.
Характер изменения статического давления по поверхности крыла для режима взлета (<7СТр/<7оо =14) представлен на рис. 3. Точки замера стати-
ыо х/Ь С
+ 0,89 0,16
X 1,00 0,16
* 1,23 0,16
□ 1,00 0,44
■ 1,00 0,72
--------без генератора струи
Рис. 3
ческого давления располагались на пересечении с поверхностью крыла плоскости, перпендикулярной поверхности крыла и проходящей через ось сопла. На рис. 3 штриховой линией показано распределение статического давления при отсутствии генератора струи. Вертикальными линиями отмечено также положение выходного сечения сопла генератора струи (выдув струи слева направо). Видно, что разрежение из-за подсасывающего действия струи максимально под генератором и практически полностью исчезает при приближении к задней кромке крыла.
К изложенному необходимо добавить следующее. Профиль использованного в эксперименте крыла был симметричным. Поэтому полученные результаты могут относиться как к схеме «двигатель над крылом», так и к схеме «двигатель под крылом». Необходимо лишь учитывать, что на рис. 2 за положительное направление принято направление от поверхности крыла к оси струи.
Эксперименты при углах атаки а в диапазоне 0-^12° показали, что увеличение а приводит к росту Асу и А/я2 только при ИЮ < 1. При
кЮ> 1,2 влияние угла атаки становится очень малым. На рис. 4 для примера приведены зависимости Асу - /(<?Стр/<7оо) и Атг = /(дстр/<Уоо) при
А/£>= 1 и ИЮ =1,56 для расположения сопла вблизи передней кромки х/Ь = 0,17 (когда было получено максимальное влияние угла атаки).
Расстояние между концевыми шайбами отсека крыла при экспериментах было по оценкам для спутных струй примерно в три раза больше диаметра струи над выходной кромкой крыла даже для случая, когда сопло располагалось вблизи передней кромки крыла (при хс[Ъ- 0,17). Поэтому можно считать, что эффект интерференции струи с поверхностью крыла реализовался полностью.
Значения Асу от интерференции в каждом конкретном случае будет
зависеть от размеров несущей поверхности вне влияния струи. Поэтому оценку натурных значений Ас“ат на основании полученных на модели
значений Асу0Д следует производить исходя из соотношений
А с™д
V
V кр У
„мод
^ V ^ ] _ 00
у Ус)
дснат / чнат снат
-у
Ь,
V )
где Рс и ^^-соответственно площади сопла и крыла для модели и натуры, Ус и Уг£- скорости струи двигателя и набегающего потока.
Оценки показывают, что переход к натурным условиям может привести к заметному уменьшению Асу .
-0,05 -
20 30 40
h/D* 1,0 MJ=1566
a=0 О •
a«6° a n
a-12° A A
Рис. 4
Таким образом, результаты приведенных экспериментов позволяют оценивать величины интерференции выдуваемой струи с поверхностью, вдоль которой струя распространяется.
ЛИТЕРАТУРА
1. Szodruch J. and К о t с s h о t е J. On the Aerodynamics of Over- 1 The Wing Nacelles Supported on Stub-Wings//AIAA-83-0538.
2 . Van EngelenJ. A. J., Munniksma B. and E1 s e n a a r A. Evaluation of an Experimental Technique to investigate the Effects of the Engine Position on Engine/Pylon/Wing Interference//NLR MP 81020 U.
Рукопись поступила 27/VII1999 г.
