CC BY
60
УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ ЦАГИ
Том XXIV 1993 №4
УДК 533.6.071.082.5:621.375.8
629.735.33.015.3.025.1:532.526
ИССЛЕДОВАНИЕ ОСОБЕННОСТЕЙ КИНЕМАТИКИ ОТРЫВНЫХ ВИХРЕВЫХ ТЕЧЕНИЙ МЕТОДОМ ЛДИС
И. Ю. Бурдин, В. А. Песецкий
Приведены результаты экспериментальных исследований методами ЛДИС и масляной пленки обтекания моделей крыла малою удлинения и самолета схемы «утка* с этим крылом. Измерено поле скоростей потока в сечениях, перпендикулярных срединной поверхности, при углах атаки 15 и 25°, числе Ие = 0,5 • 10б. Показано, что распределение скорости в ядре вихря, сформировавшегося на переднем горизонтальном оперении самолета, аналогично распределению скорости в следе, а в ядре вихря, сформировавшегося на крыле,— распределению скорости в струе. До угла атаки 25° эти вихри существуют раздельно, не образуя над крылом и в ближнем следе объединенной вихревой системы.
Одними из первых работ, посвященных исследованию кинематики вихрей над треугольными крыльями малого удлинения большой стреловидности, были работы А. Верле [1], К. Манглера [2], У. Венца [3] и некоторых других авторов, опубликованные в 60-е годы. В последнее время появилось довольно много работ [4], посвященных бесконтактным методам изучения характера течения в вихрях и их ядрах. Несмотря на все возрастающую подробность и точность этих исследований, стройная систематизация таких хорошо известных явлений, как «взрыв» ядра вихря и разрушение собственно вихревого течения, в полной мере не достигнута до сих пор. Наряду с большим объемом экспериментальных данных, свидетельствующих о том, что после «взрыва» ядра вихря над крылом вихрь разрушается, опубликовано уже довольно много работ'[5], результаты которых свидетельствуют о том, что вихревое движение в области над крылом сохраняется и после «взрыва» ядра вихря. Аналогичная картина наблюдается и в с путных вихрях. Кроме того, было установлено [6], что в некоторых случаях осевая компонента вектора скорости Ух (в цилиндрических координатах, связанных с ядром вихря) возрастает с увеличением угла атаки а до некоторого значения, а затем начинает уменьшаться до значения, меньшего, чем скорость набегающего потока, при этом «взрыва» ядра вихря не происходит.
Так как разрушение вихревой структуры течения над крылом приводит к заметному ухудшению его несущих свойств и изменению моментаых характеристик, то вполне понятен интерес к этому явлению. В связи с этим основной задачей данных исследований было измерение поля скоростей в области ядра вихря.
Для этого были выбраны модели самолета «Вттен» и его изолированного крыла, форма которого близка к треугольной, а стреловидность ломаной передней кромки возрастает от 44 до 61 .
Схемы моделей даны на рис. 1, а и б. Измерения трех компонент вектора скорости на полной модели выполнялись в четырех сечениях. Координаты сечений на рис. 1, а даны в долях бортовой хорды. В случае изолированного крыла измерения выполнялись в трех сечениях, положение которых, как показано на рис. 1, б, совпадало с положением сечений 1,11 и IV на полной модели. Координаты сечений изолированного крыла на рис. 1, б даны в долях корневой хорды.
Обе модели с помощью хвостовой державки крепились в открытой рабочей части дозвуковой аэродинамической трубы. Все измерения проводились при скорости потока 40 м/с, при значениях угла атаки 15 и 25°. Число Рейнольдса подсчитывалось по средней аэродинамической хорде.
Для измерения компонент вектора скорости потока использовался однокомпонентный ЛДИС, работающий по схеме обратного рассеяния. Для определения двух ортогональных составляющих вектора скорости потока Ух и Уу измерялись составляющие вектора скорости по трем
направлениям: одно из них совпадало с продольной осью трубы, а два
других составляли углы +45 и -45° с этой же осью.
Рис. 1. Схемы испытывавшихся моделей само лета (а) и крыла (б)
Для измерения третьей компоненты Уг модель поворачивалась вокруг своей оси на 90°, и вся процедура измерений повторялась в тех же измерительных точках, что и при измерении компонент Ух н Уу.
Минимальный шаг измерительных точек (вблизи передней кромки и в области ядра вихря) составлял 0,5 мм, максимальный (на границе свободного потока) — 20 мм,
С целью сокращения времени измерений поток в аэродинамической трубе запылялся твердым аэрозолем на основе талька. Расход аэрозоля при проведении эксперимента составлял в среднем 0,005 + 0,008 кг/м3/ч.
Для получения более полной информации об обтекании моделей использовался также метод масляной пленки, что позволило при анализе результатов сопоставить характер пространственного обтекания и течения на поверхности.
Визуализация течения на поверхности модели изолированного крыла по методу масляной пленки показала, что при увеличении угла атаки от 0 до 4 — 5 0 на каждом прямолинейном участке ломаной передней кромки формируется слабый вихрь. Эти вихри практически не взаимодействуют между собой — на фотографиях (рис. 2) хорошо видно, что они отделены друг от друга. Первыми по мере возрастания угла атаки сворачиваются вихри на более стреловидных участках передней кромки и при угле атаки 10° все три вихря на передней кромке сливаются в один вихрь. При больших значениях угла атаки картина течения над верхней поверхностью крыла вполне хрестоматийна и содержит (для каждого полукрыла) основной вихрь, свернувшийся после отрыва с передней кромки, и вторичный вихрь.
Эти результаты имеют много общего с картиной обтекания треугольных крыльев с наплывом, несмотря на то, что в нашем случае более интенсивный вихрь располагается с внешней (наветренной) стороны по отношению к менее интенсивному вихрю, а по результатам работы [9]
более интенсивный вихрь, образовавшийся на наплыве (%п1к = 75°), располагается с внутренней (подветренной) стороны менее интенсивного вихря, сформировавшегося на основной части крыла (%п к = 62е). В этом случае взаимодействие двух вихрей также приводит к образованию общего вихря
при углах атаки больше 10°.
В данных исследованиях, как и в работе [9], хорошо видно наличие
вторичного вихря в диапазоне углов атаки 9 + 15°.
Таким образом, результаты визуализации течения на поверхности
методом масляной пленки показали, что до угла атаки 15°обтекание изолированного крыла отличается от классического лишь в деталях.
Существенные отличия от хрестоматийной картины течения были обнаружены при исследованиях поля скоростей над крылом методом
ЛДИС при углах атаки 15 и 25°. Как показано авторами в предыдущей работе [7], при угле атаки 15е максимальная величина скорости в четко очерченном ядре вихря равна 1,6—1,8 Ух в сечении I; 1,3 Ух в сечении II и 0,4 Ух в сечении III. При этом сохраняется как ядро вихря, так и вихревое движение потока в целом. С увеличением угла атаки до 25° точка на оси
Рис. 2. Картина течения на верхней поверхности модели, полученная методом масляной пленки; время установления картины равно двум минутам
вихря, в которой поток заторможен до скорости набегающего потока, смещается вверх по течению.
Таким образом, здесь мы сталкиваемся с явлением, заключающемся в том, что скорость на оси вихря уменьшается до значения, меньшего скорости набегающего потока, а разрушения ядра вихря не наступает. Подобное явление ранее уже наблюдалось некоторыми исследователями [5, 6], хотя оно в целом подробно еще не изучено.
Неразрушение ядра вихря над крылом подтверждается критерием Воссела, согласно которому при разрушении ядра вихря максимальный угол закрутки потока в вихре (агс^ Ут / Ух) превышает 40° [8]. В нашем случае он изменяется от 25° в сечении / до 35° в сечении ///.
Следует сказать, что отмеченное изменение скорости в ядре вихря никак не отражается на картине течения на поверхности крыла. На ней не удается выявить особенности, которые можно было бы однозначно связать с изменением кинематики течения в ядре вихря.
Как указывалось выше, измерение поля скоростей над моделы самолета схемы «утка» выполнялось в четырех поперечных сечениях и углах атаки 15 и 25°.
На рис. 3 и 4 приведено поле скоростей около модели в сечениях / и/Кна этих углах атаки. Обтекание крыла характеризуется взанмодействи ем двух отчетливо различимых вихрей, образующихся за передним гор» зонтальным оперением (ПГО) и на передней кромке крыла.
Распределение полной и тангенциальной составляющих скорости вихре, сходящем с передней кромки крыла, для углов атаки 15 и 25 приведено на рис. 5, а, б. При угле атаки 15° ядро вихря, сворачивающегос на передней кромке, вращается как твердое тело. Внутри ядра в тре первых сечениях наблюдается разгон потока. Максимальное значени скорости достигается в сечении / на оси вихря и составляет величин 1,44 Гад, в сечениях II и III — на границе ядра вихря и величину 1,6 У0 в сечении II и 1,8 Ук в сечении III. Начиная с сечения II наблюдаете, торможение потока на оси вихря. В сечении II на оси вихря скорость поток уменьшается на АУ = 0,08 У„ по сравнению с максимумом, в сечении III -над V = 0,45 Уж ■ Значение скорости на оси вихря при угле атаки 15° в сечени
а -15*,1-0
X - 0,75 У * ч ч>чччЧЧЧЧ\
200
150
100
50
Х-0,89 уу
»*чч*ччч^Ч\\\Ч\\Х 01у
Км ^
^рХГ^Д
_____________^а а к г
■ /.< #./<///|//7//|/ /
50
100
Рис. 4
150
200 1
II составляет 1,51 ¥„, в сечении III—1,35 У„. В сечении IV, за крылом, скорость в ядре вихря становится меньше скорости набегающего потока и составляет 0,58 У„ на оси вихря.
При угле атаки 25е характер изменения скорости в ядре вихря, сходящего с передней кромки крыла, ие изменяется. Разгон потока в ядре вихря в сечениях I — III сохраняется. Максимальное значение скорости по длине вихря достигается в сечении II и составляет 1,95 Кда. В сечении I максимальное значение скорости в ядре равно 1,7 У„, в сечении III—1,6 У„. Сохраняется торможение потока на оси вихря. В сечении II скорость потока на оси вихря уменьшается на ДК = 0,13 Уж, скорость составляет 1,82 Ух. В сечении Ш скорость на оси вихря
Рис. 5. Распределение полной (а) и тангенциальной (б) скоростей по вихрю передней кромки крыла
становится меньше скорости на бесконечности и равна 0,95 . В сечении
IV, за крылом, поток тормозится на оси вихря до скорости 0,51 У„.
Максимальный угол закрутки потока в ядре вихря (параметр Воссела) при этом меняется в диапазоне 23 - 28,5°на угле атаки 15° и в диапазоне
30,5 33,5° на угле атаки 25°.
Изменение профиля скорости в ядре вихря от подобного профилю в струе к подобному профилю скорости в следе за телом происходит постепенно на расстоянии порядка 7 + 10 диаметров ядра вихря. Одновременно с этим уменьшаются угловая скорость вращения ядра вихря и максимальная тангенциальная скорость в вихре. Разрушения вихря в эксперименте на этих углах атаки не наблюдалось.
В отличие >т изолированного крыла, на полной модели область в ядре вихря, где скорость становится меньше скорости набегающего потока, располагается существенно ниже по течению.
Таким образом, как в случае изолированного крыла, так и в случае модели схемы «утка» кинематика течения в ядре вихря, сходящего с
передней іфомки крыла, на углах атаки 15 и 25° переходит от характерной для течения в струе к характерной для течения в следе без разрушения ядра вихря. Вихревая структура течения в целом также сохраняется.
Приведенные на рис. 3 и 4 поля скоростей в сечениях III и IV для полной модели показывают, что в исследованном диапазоне углов атаки над крылом существуют обособленно вихрь с ПГО и вихрь, образовавшийся на передней іфомке крыла. Формирования единой вихревой системы в пространстве над 1фылом не происходит.
Распределение скоростей в вихре за ПГО для углов атаки 15 и 25° в зависимости от расстояния приведено на рис. 6 и 7 соответственно. Видно,
что при угле атаки 15° ядро вихря, диаметр которого определяется как расстояние между максимумом и минимумом тангенциальной составляющей скорости, вращается как твердое тело и в ядре наблюдается уменьшение скорости потока. Минимальное значение скорости на оси вихря составляет 0,53 Ух.
При увеличении угла атаки до 25° возрастают торможение в ядре вихря и максимальная тангенциальная составляющая скорости в вихре (рис. 7). Минимальное значение скорости на оси составляет 0,38
Таким образом, структура вихря с ПГО совпадает со структурой концевых вихрей за стреловидными крыльями [10—12].
0.-15°
Рис. 6. Распределение полной скорости (а) и тангенциальной компоненты (б) в вихре с ПГО полной модели, при а = 15°
ос-25°
Рис. 7. Распределение полной скорости (а) и тангенциальной компоненты (б) в вихре с ПГО полной модели, при а= 25°
Другим характерным моментом, отличающим обтекание крыла полной модели от обтекания изолированного крыла, является тот факт, что безотрывно обтекаемая часть площади верхней поверхности крыла полной модели существенно увеличивается (см. рис. 3 и 4).
Безотрывное обтекание верхней поверхности обусловливается, скорее всего, смыканием сдвиговых слоев крыльевого вихря и вихря ПГО у этой поверхности. При этом хорошо видно, что ядра вихрей существуют совершенно обособленно.
В заключение авторы благодарят Н. П. Ильяшенко и Е. К. Чумаченко за помощь в работе.
ЛИТЕРАТУРА
1.Werle Н. Quelquesresultatsexperimentauxsurlesailesenflecheauxfaibles vitesses obtenus en tunnel hydrodynamique // La recherche aeronautique .— 1954, N 41.
2. Mangier K. W. and S m i t h J. H. B. A theory of flow past slender delta wings with leading-edge separation // Report Aero 2593, RAE. — 1957.
3. Wentz W. H., Kohlman D. L. Wind-tunnel investigation of vortex breakdown on slender sharp-edged wing //NASA CR 98737. — 1968.
4. Vorropoulos G., Wendt J. F. Laser velocimetiy study of compressibility effects on the flow field of a delta wing//AGARD CP 342. — 1984.
5. KegelmanJ. and R о о s F. Effects of leading-edge shape and vortex burst on the flowfield of a 70 degree swept delta-wing // 27-th aerospace science meeting, Reno, Nevada. AIAA Paper.— 1989, N 0086.
6. Песецкий В. А. Экспериментальное исследование вихрей, сходящих
с наплыва крыла // Ученые записки ЦАГИ.—1987. Т. 18, № 3. •
7. Б у р д и н И. Ю., Песецкий В. А. Исследование с помощью ДЦИС поля скоростей потока при дозвуковом обтекании модели крыла малого удлинения//Ученые записки ЦАГИ.—1992. Т. 23, №4.
8. Воссел X. Критерий торможения в вихревых потоках//РТК.—1968. Т. 6, № 6.
9. Эрикссон JI. Э. Причины возникновения изгибных колебаний стреловидного крыла //Аэрокосмическая техника.—1987, № 9.
10. Logan N. N. Vortex velocity distances // J. of Aircraft. — 1971. Vol. 8,
N 11.
11. Sing P. I., U b e г о i М. C. Experiments on vortex stability//Ph. of Fluids. — 1976. Vol. 19, N 12.
12. Kuhn C. D., Nielsen J. N. Analytical studies of aircraft trailing vortices//AIAA Paper. — 1972, N 42.
Рукопись поступила 3/III1992 г.
