CC BY
58
_______УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ НАГИ
Том XVI 1985
№ 6
УДК 629.735.33.015.3 : 533.695
629.735.33.015.3.025.1 : 532.526
ИССЛЕДОВАНИЕ ОСОБЕННОСТЕЙ ОТРЫВНОГО ОБТЕКАНИЯ КРЫЛЬЕВ И НЕСУЩИХ СИСТЕМ
О. А. Бурыгин, Е. П. Визель, А. Г. Гончар, А. Н. Матросов
Рассматриваются особенности формирования вихревого следа при обтекании треугольного крыла с удлинением Х=1,42, несущих систем с передними крыльями или наплывами, изучается интерференция этих вихреобразующих элементов с основными крыльями различной формы в плане.
В настоящее время широкое распространение получили аэродинамические компоновки самолетов, в которых используются эффекты полезного отрыва, приводящего к увеличению подъемной силы (формирование нелинейной составляющей подъемной силы) в результате образования на крыле мощных вихревых жгутов или реализации благоприятной интерференции крыла и вихреобразующих элементов (бортовых корневых наплывов, близкорасположенных передних крыльев [1, 2]. При этом, чем больше вызванная интерференцией составляющая подъемной силы, тем выше эффективность работы вихреобразующих элементов. Разрушение устойчивой вихревой структуры над верхней поверхностью крыльев уменьшает величину нелинейной составляющей подъемной силы, ЧТО приводит К уменьшению производной Суа и суатах. Поэтому исследование особенностей формирования вихревого течения при отрывном обтекании крыльев и несущих систем, выявление факторов, влияющих на устойчивость следа, представляет интерес при изучении путей улучшения несущих свойств летательных аппаратов на больших углах атаки.
Несмотря на большое количество работ по исследованию структуры отрывных вихревых течений и нелинейных аэродинамических характеристик, ряд вопросов исследован недостаточно. К их числу можно отнести кинематические и динамические особенности вихревых течений на околокритических углах атаки, влияние формы наплывов или передних крыльев (ПК) на величину приращения подъемной силы и формирование вихревого следа. Эти вопросы изучаются ниже.
Проведены систематические исследования нелинейных аэродинамических характеристик крыльев р*азличной формы в плане'на схематических аэродинамических ко м попов к а х, определен ы режимы разрушения устойчивой структуры вихря, выполнены визуальные наблюдения картины течения в гидротрубе и' аэрометрические исследования структуры следа треугольного крыла с удлинением Л = 1,42.
Для визуализации течения использован метод «водородных пузырьков» [3]. Неизолированные кромки крыльев служили отрицательным электродом. Выделяющиеся на них в результате электролиза воды пузырьки водорода уносятся набегающим потоком и при'освещении узким световым лучом делают видимой картину обтекания. Скорость потока в опытах равна 0,3—0,5 м/с, что соответствует 1?е= (3-^-5) • Ю4.
Рассмотрены два варианта несущих систем. Первая из них имеет ПК стреловидностью % = 52° (/. = 3,1) и треугольное основное крыло ЭС = 60° (Х = 2,31) (рис. 1). Относительная поточная площадь ПК рав-
1—область разрушения вихря на крыле, 2—разрушение вихря ПК
Рис. 1. Влияние переднего крыла на устойчивость вихря треугольного крыла %=60° при а=17°
няется 5ПК = — 0,07. Установлено ПК выше основного крыла на
_ У
величину Упк = —-^ = 0,10. Вторая несущая система имеет трапециевид-
Ьа
ное основное крыло умеренной стреловидности %~40° (^=3,2) и треугольное ПК % = 65° и 5ПК = 0,1 и 0,2. Устанавливается оно в одной плоскости с основным крылом УПк = 0 (рис. 2). Исследования несущей системы с наплывами проведены с крылом умеренной стреловидности.
Исследовано два варианта формы наплывов в плане — треугольная и готическая. Передние кромки готических наплывов выполнены в виде
1—сечение фюзеляжа, 2—вихрь от ПК, 3—поверхность крыла, 4—устойчивые участки вихря ПК
Рис. 2. Картины обтекания несущей системы с крылом умеренной стреловидности и ПК
дуги окружности, опирающейся концами на кромку треугольного. Наибольшая высота йп сегмента, образованного кромками треугольного и
готического наплывов, равна = 0,065 (Ьн и далее /н — хорда и
размах наплыва).
В результате исследования обтекания модели с треугольным крылом установлено, что переднее крыло существенно увеличивает углы атаки, на которых разрушение устойчивого участка вихря происходит в пределах крыла. Так, если у задней кромки крыла с Х=2,31 устойчивый участок вихревого жгута разрушается на угле атаки ол = 12°-т-13° [4], то с установкой ПК этот угол увеличивается на 6°—7° (ои = 18°-г-19°, см. табл. 1 и рис. 1). На рис. 1 показаны вихревые жгуты 1, 2, возникающие при обтекании треугольного крыла 1=2,31, установленного на фюзеляже без переднего крыла и при наличии переднего крыла. Здесь же видны области устойчивости и зоны разрушения вихревых жгутов, на крыле.
Как видно из рис. 1, на переднем крыле )(=520 устойчивые вихревые жгуты имеют ограниченную длину, а вихревой след ПК сносится к фюзеляжу и проходит достаточно высоко над крылом. С целью определения достоверности результатов, полученных в гидротрубе, проведены испытания аналогичной модели в аэродинамической трубе при
Ке=1,5-106. Определены углы атаки, при которых потеря устойчивости вихревых жгутов происходила в сечениях х = -у- = 1,0 и 0,5 (Ь0 — корневая хорда крыла). Опыты проведены по методу минимального давления с использованием шарового насадка диаметром 3 мм [4]. Насадком: определено положение центра вихря и измерено реализуемое там минимальное статическое давление рт щ. Экстремум зависимости
ср тт («) (ср т|П = Ртт Рх , <? — скоростной напор) принят за начало
разрушения устойчивого участка вихря в заданном сечении. Результаты опытов представлены в табл. 1, где даны экстремальные значения коэффициентов давления с*р т|п и соответствующие им значения углов а*.
Таблица 1
Крыло Х= 2,31, х= 60°
а* * с р пип
X визуализация аэрометрия с ПК без ПК
с ПК без ПК с ПК без ПК
0,5 25° 15°—17° 26° 15°—16° — 11,8 -5,6
1 18°—19° — 19° 12°—13° -4,5 -0,9
Из данных табл. 1 следует, что установка ПК приводит не только к смещению экстремумов в сторону больших углов атаки, но и к заметному возрастанию величин Сртш- Увеличение степени разрежения в ядре вихря приводит, в свою очередь, к приросту нелинейной составляющей подъемной силы вследствие увеличения разрежения на верхней поверхности крыла в области под вихревым жгутом. Следует отметить хорошее согласование углов а*, полученных двумя методами. Эффект воздействия ПК на крыло А?=3,2 заключается в расширении (для исследуемой модели примерно на 10°) диапазона углов атаки, при котором в средней части крыла существует зона безотрывного обтекания. Картина обтекания модели с крылом умеренной стреловидности как с передним крылом, так и без него на угле а = 20° показана на рис. 2.
На верхнем фотоснимке (рис. 2, а) показано формирование вихревого течения (4) при обтекании треугольного ПК с относительной площадью 5ПК =0,1. На нижнем фотоснимке (рис. 2,6) представлены картина вихреобразования на треугольном ПК большей площади (5„к = = 0,2) и картина течения на основном крыле умеренной стреловидности. В верхнем правом углу рис. 2, а показан вихрь (2) в сечении плоскостью А—А вихревого следа, распространяющегося от треугольного ПК; видны контуры фюзеляжа (1) и крыла (3). На верхней и нижней фотографиях видно (рис. 2,а и 2,б), что вихрь от ПК неустойчив в пределах ПК- Распространяясь над основным крылом, вихревой поток сворачивается в вихревой жгут, попадая в область ускоренного течения. Вблизи задней кромки крыла сформировавшийся вихревой жгут теряет свою устойчивость (рис. 2, а и 2,6). В поперечном сечении следа видно, что из-за удаленности вихря ПК от поверхности крыла непосредственного взаимодействия вихревого течения основного крыла и вихрей с ПК- не наблюдается (рис. 2, б).
В результате благоприятного влияния вихреобразующих элементов существенно увеличивается коэффициент максимальной подъемной силы
Слотах. Соответствующие примеры показаны в та1бл. 2 в виде отношений величин коэффициентов Суа щах крыла с наплывами (или ПК) и без них, обозначенных Суатах- ЗдеСЬ Же ДЭНЫ величины углов Я1 вихрей наплывов.
Таблица 2
Базовое крыло >. = 3,2, х ~ 40°
Наплывы L = = 0,294
65° О СО 1-- 73° 79,5° 65°
т Ьн be — и °0 0,46 0,55 0,61 0,68 5'к = 0,1
су a min 1,2 1,36 1,41 1,62 1,60
“Ї (по сртin) 14° 00 0 1 ю о о 23° 28° —
ПК
Из данных табл. 2 следует, что увеличение стреловидности наплыва при 1п — const приводит к увеличению его эффективности и сопровождается повышением устойчивости вихревого следа. Картина обтекания несущей системы с корневыми наплывами как с фюзеляжем, так и без него дана на рис. 3. На верхнем фотоснимке рис. 3 показано вихреобра-зование на модели самолета с крылом умеренной стреловидности с пе-
/—вихрь наплыва, 2—вихрь консоли, 3—вихрь, сходящий с носка фюзеляжа
Рис. 3. Картины обтекания несущей системы с крылом умеренной стреловидности и наплывами
редними корневыми наплывами готической формы в плане. Видны вихревые жгуты, сбегающие с наплыва (1), выходящие из точки пересечения крыла и наплыва (2), и вихревые жгуты, формирующиеся на носовой части фюзеляжа (3).
На нижнем фотоснимке показаны вихревые жгуты, сбегающие с наплывов треугольной и готической форм в плане, установленных на изолированном крыле, и вихревые жгуты, выходящие из точки пересечения передних кромок крыла и наплыва. Известно, что для крыльев с треугольными наплывами характерно резкое уменьшение производных Су на углах атаки, соответствующих потере устойчивости вихря, сходящего с наплыва, в пределах крыла. При этом вихрь наплыва подтягивается неустойчивым вихрем, возникающим в точке пересечения кромок крыла и наплыва, и теряет свою устойчивость. У модели с готической формой наплыва оба вихря во всем диапазоне углов атаки существуют раздельно (рис. 3).
Область неустойчивости вихря у крыльев с готическими наплывами в задней части крыла перемещается вперед по мере увеличения углов атаки медленнее, чем у треугольных, отставая от них на Г—3°. Еще одной особенностью, связанной с переходом от треугольной формы наплыва к готической, является повышение устойчивости и степени разрежения в вихре консоли (табл. 3).
Таблица 3
Базовое крыло >. = 3,2, х « 40°
X 0,59 0,65 0,75
Наплывы Ьа = 0,55; 7„ = 0,294 а* * ср тш а* г* р т!п а* ср тт
Треугольный Хн = 73° О О сч -9,3 18° -8,5 20° -5,2
Готический (й„ = 0,065) 29°—31° -9,3 28°—29° -11,2 21°—22° -8,4
Перечисленные отличия в обтекании объясняют более плавный характер зависимостей су(а) или приращений подъемной силы у крыльев с готическими наплывами (рис. 4).
Рис. 4. Интерференционная составляющая подъемной силы, возникающая при установке вихреобразующих элементов компоновок
различных схем
Следует отметить, что потеря устойчивости вихрей на моделях с фюзеляжем на 5°—7° происходит раньше, чем у изолированного крыла [5]. Одной из причин этого может служить взаимодействие вихря, сбегающего с наплыва, с неустойчивым вихрем, сходящим с носовой части фюзеляжа, что наблюдается при углах атаки а>20° (рис. 3).
Результаты исследования дополнительной подъемной силы, связанной с интерференцией Дсу Яинт, возникающей на исследованных выше схематизированных моделях при наличии перед крылом вихреобразующих поверхностей, показаны на рис. 4. На рис. 4 приведены зависимости Асу аинт = П0-) Для моделей с трапециевидными (1) и треугольными (2) передними крыльями, для моделей с треугольными (3) и готическими (4) наплывами.
Величина коэффициента Д£уаинт определяется как разность между приращением подъемной силы Дсу от установки ПК или наплывов на модели с крылом и приращением подъемной силы (Дсуапк) при установке ПК или наплывов на модели без крыла. Как видно из рис. 4, имеется диапазон углов атаки с положительной и отрицательной интерференцией. Аэродинамические схемы с крылом умеренной стреловидности (модели 2—4) имеют положительную интерференционную составляющую, значительно большую, чем у модели с треугольным крылом. У модели с наплывами угол атаки, при котором величина Дсу 0инт =0, несколько меньше (а= 12°н-14°), чем у модели с ПК (а=16°). Наибольшей эффективностью в создании дополнительной положительной интерференционной нагрузки обладают наплывы готической формы в плане (рис. 4).
Исследование кинематических особенностей вихревого течения приведено на треугольном крыле Я =1,42, (60 =1,12 м) и % = 70° в диапазоне углов атаки от 25° до 38°, соответствующем нелинейному участку зависимости Су (а) [6]. В измерениях использованы следующие аэрометрические инструменты: шаровой насадок, экранированная и обычная скоростные трубки, гребенка Т-образных насадков, пятитрубчатый и цилиндрический насадки.
В результате опытов установлено, что в ядре вихря перед разрушением устойчивого участка реализуется весьма высокая степень разрежения (см. табл. 4).
Таблица 4 Треугольное крыло Х= 1,42
—\ а х 25° 29,5° о СО СО о 00 со
0,25 -14,5 — 19,5 -24 -34
0,5 — 15 -20 -24.5 —3
1.0 — 14 — 18 -3 -1,5
Ранее в работе [6], где аналогичные измерения были сделаны на плоской пластинке X = 1,5 и а«30°, была отмечена наибольшая величина Сршщ = —18. Такие величины статического давления должны соответствовать относительным скоростям, направленным вдоль оси вихря, 4,5<Уаж<5,8 (учитывая, что полный напор здесь близок к нулю). Измерения гребенкой и скоростными трубками Т-образных насадков дали
наибольшие величины осевой скорости уаж = 3,6 (а = 33°-ь38°) и 2,9 (а = = 25°), что близко к результатам, например, работы [7].
Так как при разрушении устойчивого участка вихря, при «>*; течение в окрестности его оси содержит участки с большими и малыми (когда давление в ядре вихря восстанавливается, см. табл. 4) осевыми скоростями, на границе устойчивой и неустойчивой части ядра при М>0,3 возможно некоторое подобие течению в области торможения сверхзвуковой струи. Теоретическое и экспериментальные исследования этих эффектов представляют определенный интерес в связи с необходимостью более полного учета всех факторов при рассмотрении процессов разрушения устойчивых вихревых течений, например, определение влияния чисел М И Ке.
Еще одной особенностью течения в пределах устойчивой части вихря является вертикальная асимметрия распределения продольных и поперечных скоростей. Согласно результатам измерений цилиндрическим насадком на нижней и верхней границе ядра вихря зафиксирована относительная скорость соответственно ог = 2 и 1)2=1,25. При этом на границах ядра вихря углы горизонтального скоса потока изменяются в пределах ег = 50°-^75° и ег = 25о-г-40° соответственно. Под границей ядра вихря здесь подразумеваются точки, где существует максимум зависимости ег (у), ьг (у) или ев (г), ~оу (г).
Такое изменение направления потока в нижней части ядра может приводить к уменьшению продольных составляющих местной скорости. Так, на режимах, близких к потере устойчивости вихря (а а* или
х-^х*), составляющая их на нижней границе вихря становится меньше единицы. На верхней границе их>-1. Причиной появления вертикальной асимметрии в ядре вихря можно считать влияние верхней поверхности крыла. Как известно, вихрь, движущийся вблизи твердой стенки, кинематически аналогичен паре вихрей. Распределение скоростей около такой пары вихрей происходит с учетом скоростей, индуцируемых каждым вихрем. В результате взаимного влияния вихрей в паре поперечные составляющие скорости на нижней границе вихря увеличиваются, а на верхней уменьшаются.
Во время экспериментов по определению конфигурации вихревой пелены методом пульсаций [4] замечено, что уровень пульсаций полного давления в нижней части первого витка устойчивой вихревой пелены существенно выше, чем в верхней. Большая нестационарность течения в области нижнего (обращенного к крылу) участка первого витка вихревой пелены позволяет предположить, что здесь начинается дестабилизация вихревой пелены. Связывая это с уменьшением продольной составляющей местной скорости в этой же области и влиянием торможения потока на границе вихря на его устойчивость [9], можно заключить, что кинематическое влияние верхней поверхности крыла на ядро вихря является одним из факторов, нарушающих устойчивость вихревого течения.
Вертикальная асимметрия распределения продольных скоростей в ядре вихря обнаружена и на режимах разрушения устойчивого участка вихря. Измерения проведены гребенкой Т-образных насадков, крыло установлено на углах а = 33° и 38°. Гребенка во время опытов разворачивается так, что пневматические приемники устанавливались параллельно местному направлению оси вихря в заданном сечении. Положение оси вихря определяется заранее. Результаты измерения осевых скоростей У ах в вихревом жгуте приведены на рис. 5. В центральной части
рис. 5. показаны эпюры распределения осевых скоростей Уах по оси Уа[Уах = ! (Уа)], ПОСТрОвННЫе ДЛЯ НеСКОЛЬКИХ СечеНИЙ ВДОЛЬ траектории движения вихря. В левом нижнем углу рис. 5 эпюры распределения осевых скоростей Уах = / (г/а) для трех значений х = 0,24; 0,29; 0,34 даны в более крупном масштабе.
В правом верхнем углу рис. 5 приведены эпюры распределения осевых скоростей ПО ОСИг[Уах = ! (г)] в сечении х = 0,29 для трех уровней измерений: ниже оси вихря (г/а = 0,03), по оси вихря (уа = 0,05) и выше ОСИ вихря {уа = 0,067). На рис. 5 отчетливо видно изменение эпюры скоростей по мере развития области разрушения. Вначале поток начинает тормозиться в нижней части ядра вихря. В сечении л: = 0,34 минимальная скорость уже меньше единицы (Рах = 0,65). Область торможения (см. среднюю часть рис. 5) вниз по потоку постепенно расширяется, поднимаясь к оси вихря. Это сопровождается уменьшением продольной скорости на оси вихря и расширением ядра. Область наибольших скоростей при этом перемещается вверх (выше оси вихря), а ее максимальная величина уменьшается. Формированием возвратного течения на оси вихря завершается процесс разрушения.
Существование зон торможения потока вблизи оси ядра вихря на начальных стадиях разрушения было отмечено в работе [8], но эти зоны были расположены сбоку оси вихря.
С ростом угла атаки относительное расстояние между началом разрушения и точкой полного торможения течения на оси вихря (конец процесса разрушения) увеличивается. Так, на угле атаки а = 33° длина области разрушения равна 0,27 Ь0, в то время как при а = 38° ее длина составляет уже 0,44 хорды крыла.
Эпюры распределения скоростей в поперечном направлении показывают, что в начальной стадии разрушения вихря размеры области торможения под осью вихря_невелики. Так, кривая Уах (г), полученная ниже оси вихря в сечении х=0,29 при а = 38°, имеет два экстремума с наибольшими скоростями: Уа*=1,8 и 2,3. Расстояние между ними в долях полуразмаха равно 0,08, а минимальная скорость Уах=1,4. На оси вихря и выше ее распределения этих скоростей имеют характер, обычный для устойчивого вихря. Можно предположить, что одним из способов стабилизации вихревого течения мог бы быть разгон потока в узкой области на нижней границе вихря.
ЛИТЕРАТУРА
К Б ё л о ц е р к о в с к и й С. М., Ништ М. И. Отрывное и безотрывное ёбтекание тонких крыльев идеальной жидкостью. — М.: Наука, 1978.
2. Gloss В. В., Me. Kinney L. W. Canardrwing lift interference related tomaneuvering aircraft at subsonic speeds. — NASA TM X-2897, 1973.
3. Чжен П. Управление отрывом потока—М.: Мир, 1979.
4. Визе ль Е. П. О влиянии удлинения треугольных крыльев на структуру ближнего вихревого следа. — Ученые записки ЦАГИ, 1980, т. II, № 5.
5. В и з е л ь Е. П., К а р а с к А. А. О влиянии фюзеляжа на разрушение вихрей треугольного крыла.—Труды ЦАГИ, 1982, вып. 2174.
6. Визель Е. П., Губчик А. А., Жуков В. Д., Жуков Вал. Д., К а с с и ч М. В., X р е к и н М. И. Экспериментальное исследование отрывных течений и нелинейных характеристик крыльев.—Труды ЦАГИ, 1978, вып. 1915.
7. Earnshow Р. В. An experimental investigation of structure of leading-edge vortex. — ARC. R. and М., 1961, N 3281.
8. H urn m e 1 D. Untersuchungen iiber das Aufiplatzen der Wirbel an schlanken Deltafliigeln. — Z. Elugwiss 3, Heft 5, 1965.
9. Б о с с e л X. Исследование течений индуцируемых вихрей с высокой степенью закрутки при помощи интегрального метода с экспотен-циальными аппроксимациями. — В сб. «Численные методы в механике жидкостей». — М.: Мир, 1973.
Рукопись поступила 3/V 1984 г.
