CC BY
92
УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ Ц А Г И Том II 1971
М 3
УДК 629.735.33.015.3.025.1
ИССЛЕДОВАНИЕ СВОБОДНЫХ ВИХРЕЙ КРЫЛА МАЛОГО УДЛИНЕНИЯ С КОНЦЕВЫМИ ШАЙБАМИ ВБЛИЗИ ЭКРАНА
Е. П. Визель
Изложены результаты исследования пространственного распределения скоростей около крыла с удлинением Х=0,72 в окрестности концевой шайбы. Выявлены основные особенности обтекания, обусловленные эффектом экрана. По полученным экспериментально значениям скоростей определена величина циркуляции свободных вихрей и зависимость ее от положения крыла над экранирующей поверхностью.
Несмотря на довольно большое количество исследований, посвященных различным вопросам околоэкранной аэродинамики, обзор которых содержится в монографии [1], работы, в которых изучалась бы вихревая система крыла малого удлинения вблизи экрана, не известны. Отсутствие данных об особенностях пространственного обтекания крыла вблизи поверхности раздела затрудняет составление правильного представления о физической сущности происходящих явлений и о степени приближения к действительности упрощенных схем, положенных в основу теоретических методов расчета аэродинамических характеристик крыла.
В настоящей статье изучается влияние экранирующей поверхности на систему свободных вихрей крыла. Для исследований выбрано прямоугольное крыло удлинения >. = 0,72 с установленными на торцах тонкими односторонними шайбами, так как концевые шайбы резко улучшают несущие свойства крыла вблизи экрана [2].
Схема исследованной модели и геометрические характеристики крыла и шайб показаны на фиг. 1. Относительная толщина профиля крыла ЦАГИ-876 с = 0,05; относительная высота шайб у задней кромки крыла Н = Н/Ь составляла 5%, а угол заклинения, т. е. угол между хордой крыла и нижней кромкой шайбы, 9 = 4°.
Эксперименты проводились в аэродинамической трубе зеркальг ным методом. Основная модель (верхняя) крепилась с помощью подвески, отображенная (нижняя) устанавливалась на двух штангах, расположенных в плоскости корневого сечения. Изменение расстояния между моделями осуществлялось перемещением нижнего крыла.
Измерения местных давлений и скосов потока в изучаемой области проводились при помощи полуориентируемого пятитрубчатого насадка, а визуализация обтекания осуществлялась с помощью шелковинок, наклеенных на поверхность модели и проволочную сетку, подводимую к торцу крыла. Визуальные наблюдения позволили определить координаты ядра вихря. Измерения скосов и давлений возмущенного потока производились в окрестности
левого торца верхнего крыла в трех сечениях по хорде, отстоящих от его передней кромки на следующие расстояния, взятые в долях хорды х-1 = х^/Ь = — 0,242; х2 = —-0,82; х3 = —1,05. Скорость потока 1/=40 м/сек, что соответствует числу Ие = 2,58-10е. При измерениях насадком угол атаки крыла л —4°. При этом нижние кромки шайб обоих крыльев были параллельны. Во время опытов варьировалось расстояние между крыльями. Соответствующие значения относительной высоты крыла над экраном были следующие: к = И\Ь = 0,052; 0,075; 0,1 и оо; й = оо соответствует свободному полету, нижняя модель в этом случае убиралась. За относительную высоту принималась половина расстояния между задними кромками крыльев, отнесенная к хорде крыла.
Методика измерений полуориентируемым пятитрубчатым насадком описана, например, в работе [3]. Так как при изменении расстояния между крыльями и угла атаки неподвижной оставалась только задняя кромка верхнего крыла, координаты отсчитывались от условной нулевой точки, находящейся в точке пересечения задних кромок крыла и левой шайбы.
Результаты измерений насадком в сечении д: = —0,82 при а=4° представлены в виде изобар статического давления (фиг. 2) и векторных диаграмм (фиг. 3), на которые нанесена проекция полной скорости на вертикальную плоскость уг в каждой экспериментальной точке. Показан профиль сечения верхнего крыла плоскостью измерений. Векторные диаграммы позволили оценить циркуляцию свободных вихрей по формуле Т — ф vldl при известной проекции скорости на направление контура /. Контур I брался в виде прямоугольника, описанного вокруг ядра вихря и проходящего через начальные точки векторов скорости. Величина циркуляции определялась как среднее из значений Г по нескольким контурам с различным отношением сторон.
_ Как видно из фиг. 2 и 3, в случае отсутствия эффекта экрана (А==оо) вихревая система крыла с шайбой состоит из двух пар свободных вихрей. Верхний вихрь является обычным свободным вихрем крыла, второй свободный вихрь расположен вблизи нижней кромки шайбы. Приближение к экранирующей поверхности вызывает перемещение обоих вихрей в пространстве и изменение их интенсивности. Так, свободный вихрь крыла имеет небольшой
Фиг. 1
диапазон перемещения вдоль оси г —меньше 0,01 полуразмаха (около 3 см) в диапазоне высот 0,05 </г < оо. Его циркуляция увеличивается с ростом /г, достигая в сечении х = — 1,05 максимума Гг = 1,48 м2/сек при отсутствии влияния экрана. При /г = 0,052 Г! = 0,52 м2/сек. Интенсивность свободного вихря крыла в сечении х— —1,05 (т. е. за задней кромкой) должна быть наибольшей, так как вихревая пелена крыла полностью сворачивается в вихревой ус на некотором расстоянии от крыла, не превышающем 0,1 Ь для крыла Х=1 [4]. Воздействие экранирующей поверхности на параметры бокового свободного вихря значительно сильнее, чем на свободный вихрь крыла. В предельном случае, когда нижние кромки шайб обеих моделей сомкнуты, т. е. к = Н, почти по всей поверхности шайбы поток сорван и вихревых усов не существует. При зазоре между шайбами 2 мм вблизи передней кромки шайбы образуется вихревой ус большой интенсивности Г2^10 м2/сек, но длина его мала и составляет примерно 0,1 Ь, так как в последующих сечениях он не наблюдается. Векторная диаграмма и изобары в сечении х =—0,82 показывают, что в стороне от шайбы замечено циркуляционное течение со скоростью, уменьшающейся к центру вращения. Согласно визуальным наблюдениям, этому случаю соответствует зона завихренности без вихревого ядра. При увеличении зазора между шайбами вихревая пелена, образующаяся при обтекании острых передней и нижней кромок шайбы, сворачивается в вихревой ус, точка схода которого расположена в месте пересечения нижней и передней кромок шайбы. Длина бокового вихревого уса увеличивается с ростом высоты крыла над экраном, при /г = 0,06 длина его равна примерно 0,25 Ь, а при А = 0,075 (см. фиг. 3) он уже не разрушается и проходит на максимальном рас-
— Д 2
стоянии Дг от торца крыла; в сечении х = — 1,05 Д2 = -^-=0,37,
т. е. размах бокового свободного вихря превышает размах крыла в 1,7 раза (фиг. 4). На фиг. 4 построена зависимость величины перемещения бокового свободного вихря от высоты Л, а также
1 — горизонтальная проекция траектории ядра вихря; 2 — горизонтальная проекция центра зоны завихренности
Фиг. 4
горизонтальные проекции его траекторий и траекторий центра зоны завихренности при малых высотах, полученные с помощью визуальных наблюдений и изобар статического давления; за центр
2— Ученые записки № 3 17
ядра вихря принята точка с максимальным разрежением. С дальнейшим увеличением высоты боковой свободный вихрь приближается к торцу крыла. Перемещение бокового свободного вихря происходит под воздействием струи воздуха, вытекающей из зазора между шайбами. При Л =0,075 величина относительной поперечной скорости t>z = 0,58, а соответствующий угол горизонтального скоса ег = 42°. При h = оо угол горизонтального скоса ег = 11.°. Известное возрастание степени торможения потока на нижней поверхности крыла с приближением крыла к экранирующей поверхности [5] является причиной возникновения поперечного растекания потока из полости, ограниченной нижними поверхностями крыльев и шайбами, и соответствующего роста эффективного угла атаки шайбы. Интенсивность поперечного растекания потока, полученная при испытаниях зеркальным методом, может быть завышена по сравнению с истинным значением, так как высота над экраном (и, следовательно, площадь проходного сечения у задних кромок крыльев) в случае малой высоты будет зависеть от взаимодействия пограничных слоев прямой и отображенной модели.
Когда угол атаки больше угла заклинения шайб и нижние их кромки в зеркальной системе не параллельны, максимальное смещение бокового вихря от шайбы наблюдается при h <<'0,075. Так, при а = 8° (см. фиг. 4) боковой свободный вихрь располагается дальше всего от крыла на высоте h = 0,052. В этом случае при х — — 0,77 ядро вихря разрушается и появляется у задней кромки при h = 0,06. Подсчет циркуляции свободных вихрей проведен во
всех трех сечениях, и зависимость ее от ~ показана на фиг. 5.
h
Ввиду того что интенсивность бокового вихря вблизи экрана значительно больше интенсивности свободного вихря крыла, уменьшение последней при h -»Amin не вызывает уменьшения подъемной силы.
Вдоль траектории бокового свободного вихря при максимальном его отстоянии от крыла величины циркуляции вследствие вязкости несколько уменьшаются. На высоте А = 0,1 неравномерность распределения циркуляции вдоль вихревого уса значительно меньше, чем при h— 0,075.
Проведенные исследования показали, что вихревая система крыла малого удлинения с концевыми шайбами состоит из двух пар свободных вихрей, изменяющих свое положение в пространстве и интенсивность в зависимости от расстояния между крылом и экранирующей поверхностью. Так как каждая пара свободных вихрей согласно гипотезе П-образных вихрей замыкается своим присоединенным вихрем, по известным формулам _у = Г, _рг/2 2 Г
у — CyS—-, можно определить подъемную силу каждого
П-образного вихря и его долю в создании полной подъемной силы крыла. Точность расчета подъемной силы по экспериментальным значениям Г зависит от величины ошибки эксперимента и от того, насколько велика часть вихревой пелены, рассеивающейся в пространстве и не сворачивающейся в рассматриваемые две пары свободных вихрей. Ошибка эксперимента возникает вследствие неудачного выбора сечения, в котором может не достигаться максимума величины Г на данной высоте.
Схема и результаты расчета показаны на фиг. 5. При расчете су скорость определена с учетом торможения потока системой зеркально отображенных вихрей. Поправка на торможение потока Av определялась в среднем сечении крыла по известной формуле
Г Г
(CosTl + cosTe), а так как cos 7. Как
видно из фиг. 5, свободный вихрь крыла вне экрана Л = оо дает около 60% полной подъемной силы системы из двух П-образных вихрей. На малой высоте h =0,052 коэффициент су1 = 0,04, в то время как коэффициент подъемной силы второго П-образного вихря (т. е. вихря, включающего свободные боковые вихри) су = 0,67, что свидетельствует об определяющей роли этого вихря в зоне влияния экранирующей поверхности.
Сравнение величин су, полученных по данным измерений на аэродинамических весах и расчетом с использованием экспериментально определенных величин циркуляции свободных вихрей, показывает, что в худшем случае 82% подъемной силы определяются исследованными вихревыми особенностями. Поэтому математические модели для расчета характеристик крыла с шайбами вблизи экрана должны учитывать выявленные особенности пространственного обтекания и их изменение в зависимости от высоты несущей системы над экранирующей поверхностью и, прежде всего, нелинейные эффекты, возникающие при обтекании шайб с образованием вихревой пелены, сворачивающейся в боковой свободный вихрь.
ЛИТЕРАТУРА
1. Белавин Н. И. Экранопланы, Л., .Судостроение", 1968.
2. Картер А. Влияние земли на аэродинамические характеристики профиля с удлинением X = 1 с концевыми шайбами и без них. ИАСА, 1961, ТЫ, N0. 0-970.
3. Федяевский К. К., Фомина Н. Н. Влияние вихревой системы крыла при отсутствии подъемной силы на его обтекание при малых углах атаки. „Ученые записки ЦАГИ“, т. 1, № 4, 1970.
4. Федяевский К. К., Войткунский Я. И., Фадеев Ю. И. Гидромеханика. Л., .Судостроение", 1968.
5. Серебрийский Я. М., Биячуев Ш, А. Исследование в трубе горизонтального установившегося движения крыла на небольших расстояниях от земли. Труды ЦАГИ, вып. 437, 1939.
Рукопись поступила 14j VII 1970 г.
