CC BY
70
_______УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ Ц А Г И
Том XVI 1985
№ 1
УДК 629.735,33.015.017.26/27
ИССЛЕДОВАНИЕ СВЯЗИ НЕЛИНЕЙНОГО ИЗМЕНЕНИЯ ПОДЪЕМНОЙ СИЛЫ И ВИХРЕВОЙ СТРУКТУРЫ ОБТЕКАНИЯ КРЫЛА МАЛОГО УДЛИНЕНИЯ НА БОЛЬШИХ УГЛАХ АТАКИ
О. А. Бурыгин, Г. И. Столяров, А. Н. Храброе
Приведены результаты исследования связи нелинейного изменения подъемной силы с изменением вихревой структуры обтекания крыльев малого удлинения и компоновок этих крыльев с фюзеляжем в широком диапазоне углов атаки. Рассмотрено влияние формы крыла в плане, а также угла скольжения на зависимость суммарного коэффициента нормальной силы от угла атаки су(а) и картину обтекания моделей на малых дозвуковых скоростях. Оцениваются величины углов атаки а1, при которых вихревые жгуты начинают разрушаться вблизи задней кромки крыла.
В настоящее время существует большое количество работ, рассматривающих связь аэродинамических характеристик и вихревых структур обтекания крыльев сложной формы в плане. В работах [1, 2] экспериментально и теоретически исследуются нелинейные аэродинамические характеристики крыльев в широком диапазоне углов атаки. В работах [3, 4] для изучения вихревых структур обтекания крыльев малого удлинения применяются методы визуализации. Обзор накопленных теоретических и экспериментальных результатов по разрушению вихрей содержится в работах [5, 6]. В работе [7] исследуется гистерезис в зависимости коэффициента нормальной силы от угла атаки су (а) крыла сложной формы в плане. В работе [8] описан гистерезис з явлении разрушения и восстановления вихрей при уменьшении и увеличении угла атаки для треугольного крыла. Там же говорится о возможном несимметричном разрушении вихрей на исследуемом крыле.
Несмотря на многочисленные работы, полного понимания физических процессов, происходящих при обтекании крыла малого удлинения на больших углах атаки, пока не существует. Эти явления нуждаются в дальнейшем изучении, особенно взаимосвязь нелинейного изменения аэродинамических характеристик и картины отрывного обтекания.
В данной работе исследуются нелинейные аэродинамические характеристики, вихревые структуры обтекания и их взаимосвязь для трех моделей крыльев: 1 — базо-зого трапециевидного крыла, стреловидность которого по передней кромке % = 55°, удлинение %—2,А, сужение т) = 8,6; 2 — треугольного крыла, стреловидность которого "/=78°, удлинение Я=0,85; 3 — крыла сложной формы в плане, имеющего форму исследуемого базового крыла с треугольным наплывом в корневой части, стреловидность которого Хн = 78° равна стреловидности треугольного крыла, см. рис. 1. Общее удлинение крыла сложной формы в плане Я=1.7. Относительная толщина всех крыльев с = 3%, передние кромки заострены для того, чтобы гарантировать срыв потока с них. Были исследованы также две модели компоновок крыльев 1 и 3 с фюзеляжем, имею-
щим следующие геометрические характеристики: удлинение Хф — =7,8, удлинение
Оф
1 о „ ,
оживальнои носовой части Ан =------= удлинение цилиндрическои части Ац=--------------=
Оф Оф
= 4,6, где £>ф—диаметр модели фюзеляжа; ^.ф, £и, Ьц—длина всего фюзеляжа, носовой и цилиндрической частей соответственно. Крылья устанавливались по схеме среднеплана, их задняя кромка совмещалась с торцом фюзеляжа.
Нелинейная зависимость коэффициента нормальной силы от угла атаки су(а) моделей получена в аэродинамической трубе при скорости потока У=50 м/с, что соответствует числу Рейнольдса Ке=0,7-106, вычисленному по корневой хорде крыла сложной формы в плане. Для визуализации обтекания моделей был применен метод водородных пузырьков, который основан на электролизе воды. Методика экспериментов с водородными пузырьками подробно изложена, например, в работе [9]. Острая передняя кромка крыла служит отрицательным электродом. При подаче напряжения на ней выделяются мелкие пузырьки водорода. Пузырьки смываются набегающим потоком и следуют с ним, причем в зонах разряжения плотность их больше. Плоский луч света от осветителя с помощью зеркала направляется вдоль модели. Пузырьки отражают часть света в сторону фотокамеры. За время экспозиции каждый пузырек проходит некоторый путь, поэтому изображение на фотографиях составлено из отдельных черточек, которые образуют картину обтекания модели. Особенно хорошо видны ядра вихревых жгутов. Эксперимент проводился в гидродинамической трубе с сечением рабочей части 400x400 мм. Опыты выполнены при скорости потока V=0,3 м/с, что соответствует числу Рейнольдса Ке=0,5-105.
Хотя эксперименты в аэро- и гидротрубах проводились при различных числах Рейнольдса, результаты их могут быть сопоставлены. При обтекании рассматриваемых моделей крыльев линия отрыва потока специально фиксирована передними кромками. Тем самым влияние вязкости на картину обтекания в целом мало, за исключением областей, соответствующих ядрам вихревых течений. На аэродинамических характеристиках его влияние может сказываться через разрушение вихрей. Однако существуют экспериментальные данные [5], свидетельствующие о том, что явление разрушения вихря в этом диапазоне чисел Рейнольдса мало чувствительно к влиянию вязкости. Поэтому изменение нелинейных аэродинамических характеристик можно связать с явлениями, исследованными при визуализации обтекания крыльев при меньших числах Рейнольдса.
На рис. 1 представлены экспериментальные графики зависимостей су (а) для трех вариантов крыльев без фюзеляжа. Визуализация показывает, что на трапециевидном крыле образующиеся вихревые жгуты неустойчивы и разрушаются вблизи носка крыла. По мере увеличения угла атаки жгуты становятся короче и при а=26°
8 «Ученые записки» № 1
99
наступает полный срыв потока, что примерно соответствует критическому углу атаки крыла. Для треугольного крыла образующиеся вихревые жгуты устойчивы до гораздо больших углов атаки. Разрушение жгутов в окрестности задней кромки начинается при углах атаки аі = 36°-^38°. Критический же угол атаки для этого крыла, найденный из зависимости су = су(а), составляет примерно аКр = 40о-М2°.
Наиболее интересная и сложная картина получается при обтекании крыла сложной формы в плане с наплывом, рис. 2. На малых углах атаки вихревая пелена, сходящая с передней кромки базового крыла, еще не свернута, а вихри, сходящие с наплыва, оказывают малое влияние на несущие свойства.
При увеличении угла атаки интенсивность сходящих с наплыва вихрей увеличивается. Они индуцируют в районе передних кромок базового крыла дополнительную скорость, направленную от плоскости симметрии, что увеличивает его эффективную стреловидность. Поэтому и с передних кромок базового крыла начинают сходить устойчивые вихревые жгуты, хотя без наплыва это было бы невозможно.
В окрестности задней кромки вихри начинают разрушаться для этого крыла при а1 = 29°-н30°, что проявляется в зависимости су (а) резким уменьшением производной Су. При дальнейшем увеличении угла атаки зона разрушения движется к носку крыла. Из анализа результатов следует, что наплыв существенным образом улучшает аэродинамические свойства базового трапециевидного крыла. С другой стороны, консоли базового крыла оказывают заметное дестабилизирующее влияние на вихри, сходящие с наплыва.
Важной частью проведенного эксперимента было исследование влияния установки фюзеляжа на крылья сложной и трапециевидной формы в плане. На рис. 2 представлены фотографии для а = 25° вихревых структур для компоновки крыла сложной формы с фюзеляжем в сравнении с обтеканием изолированного крыла. На рис. 3 вместе с графиками, показывающими влияние установки фюзеляжа на несущие свойства крыльев, представлена фотография вихревой структуры для трапециевидного крыла с фюзеляжем.
Установка фюзеляжа лишь несколько уменьшает несущие свойства крыльев. При увеличении угла атаки на фюзеляже начинается отрыв потока. Сходящая вихревая пелена сворачивается в пару вихревых жгутов, проходящих вдоль фюзеляжа. При дальнейшем росте угла атаки для компоновки с крылом сложной формы эти вихри увлекаются на крыло более интенсивными вихревыми жгутами, сходящими с наплыва. Взаимодействие этих вихрей приводит к тому, что разрушение вихрей с наплыва начинается в окрестности задней кромки крыла при угле атаки = 20°-н22°, что на 6—8 градусов меньше угла атаки а* для изолированного крыла. Если еще увеличить угол атаки, зоны разрушения наблюдаются над крылом, причем вихри с фюзеляжа взаимодействуют с вихревой структурой наплыва на меньшем расстоянии от носка фюзеляжа. При больших углах атаки на фюзеляже начинается вторичный срыв потока, на фюзеляже образуется еще одна пара вихрей, которая проходит дальше вдоль фюзеляжа, но потом все-таки увлекается на крыло, проходит над верхней поверхностью базового крыла и включается в его вихревую систему. В итоге в результате более раннего разрушения вихрей в окрестности задней кромки крыла установка фюзеляжа приводит к существенному уменьшению несущих свойств крыла при углах атаки а>20°. Данные о дестабилизирующем влиянии фюзеляжа на вихревую систему крыла были получены также методом аэрометрии для треугольного крыла с удлинением %=\,Ъ [10].
Рис. 2
Рис. З
Установка же фюзеляжа на базовое трапециевидное крыло, наоборот, приводит к улучшению его несущих свойств на больших углах атаки. Причина этого в том, что фюзеляжные вихри не взаимодействуют со слабыми вихрями крыла и проходят вдоль фюзеляжа, не разрушаясь до углов атаки а = 30°. Увеличение су(а) на больших углах атаки происходит, видимо, за счет разрежения, создаваемого на верхней поверхности фюзеляжа этими вихрями.
При изучении влияния угла скольжения |3 на картину обтекания и несущие свойства изолированного крыла сложной формы в плане (см. рис. 4) было замечено, что до углов атаки а=15°-^20° скольжение не оказывает сколько-нибудь значительного влияния на зависимость су(а).
Аналогичная картина наблюдается при очень больших углах атаки а>40°-^45°. В диапазоне же углов атаки 20°<а<40° наблюдается сильная зависимость несущих свойств крыла от угла скольжения. Причину этого можно понять, анализируя структуру обтекания крыла. При малых углах атаки оба вихря еще не разрушены. Вихрь, сходящий с подветренной передней кромки крыла, гораздо интенсивнее вихря с наветренной кромки. При угле скольжения (3=10° наветренный вихрь начинает разрушаться уже при а=20°, что влияет на несущие свойства крыла. При дальнейшем увеличении угла атаки к задней кромке крыла приближается зона разрушения и подветренного вихря. При больших углах атаки, когда оба вихря уже почти полностью разрушены, влияние угла скольжения опять выражено слабо. Таким образом, наличие диапазона углов атаки, в котором наблюдается сильное влияние угла скольжения на зависимость су (а) крыла, объясняется тем, что при несимметричном обтекании вихрь разрушается при меньших углах атаки по сравнению с симметричным обтеканием.
# Прямі '-■ ■■ -■ ‘
■ £“0
|1 "" А...Ш шш ш І/ЇА-.
У'’\:Я:'уІМ А-::
'о О ■ • ,
Л ft ■ ф
' ■
Рис. 4
ft
0,5
. Bpsmi вфшшм:
Ш ■' Хф0<:
■ ;3*^: *■
0***4 t * < ' * •
V-.. ''Ч'' '"'%
::,■: Z1
ЩА€- .......
< ‘ * И
%т*Щ№
■:т'г::4м'Ш ■: ■": < І
*9
:Ш
• ' #
* /’*- , ■ : і *
* - - *............- -
щш
Рис. 5
При наличии фюзеляжа влияние угла скольжения на несущие свойства модели мало во всем диапазоне углов атаки, что видно из графиков рис. 5. Возникшую не-симметрию компенсирует срыв потока с фюзеляжа. На подветренной стороне вихревая пелена взаимодействует с вихревым жгутом крыла и оказывает на него дестабилизирующее влияние. На наветренной же стороне вихрь с фюзеляжа проходит на большом расстоянии от вихря с крыла и не взаимодействует с ним (см. фото на рис. 5), тем самым угол скольжения устраняет дестабилизирующее влияние вихря с фюзеляжа на вихрь с крыла. Вследствие этого разрушение вихрей у задней кромки крыла начинается в районе угла атаки а = 20°, как и при симметричном обтекании. Поэтому зависимость несущих свойств моделей с фюзеляжем от угла скольжения гораздо слабее, чем для изолированного крыла.
Особое внимание при визуализации обтекания всех моделей уделялось углам атаки, близким к критическим, при которых наблюдается нелинейное протекание аэродинамических характеристик по углу атаки а. Причина этих явлений обусловлена изменениями, происходящими в вихревой структуре обтекания крыла. Для крыльев треугольной и сложной формы в плане при приближении к критическим углам атаки симметричное обтекание становится не единственно возможным. На этих углах атаки, кроме симметричной структуры, существуют при нулевом угле скольжения две несимметричные структуры течения, при которых только один вихрь разрушается над поверхностью крыла. При дальнейшем увеличении угла атаки при обтекании с несимметричной вихревой структурой зона разрушения второго вихря тоже приближается к крылу, асимметрия при этом постепенно уменьшается. Только к носку крыла точки разрушения вихрей приближаются примерно симметрично. Следует отметить, что несимметричные структуры обтекания более устойчивы, чем симметричная, потому что при небольших возмущениях потока симметричная вихревая структура переходит в одну из несимметричных.
ЛИТЕРАТУРА
1. Pecham D. Н. Low-speed tunnel tests on a series of uncambered
pointed wings with sharp edges: —ARC R & M, N 3186, 1968.
2. Апаринов В. А., Дмитриев А. И., Табачников В. Г.
Анализ теоретических и экспериментальных характеристик крыльев в
широком диапазоне углов атаки:—Труды ЦАГИ, 1978, вып. 1915.
3. В и з е л ь Е. П., Г у б ч и к А. А., К а с с и ч М. В., Жуков В. Д.,
X р е к и н М. И. Экспериментальное исследование отрывных течений и нелинейных характеристик тонких крыльев:—Труды ЦАГИ, 1978, вып. 1915.
4. Ericksion G. Е. Flow studies of slender wing vortices:—AIAA Paper N 80—1423, 1980.
5. H a 11 M. G. Vortex breakdown: — Annual Review of Fluid Mechanics, vol. 4, 1972.
6. Лейбович С. Распад вихря. — В сб.: Вихревые движения
жидкости. — М.: Мир, 1979.
7. Жук А. Н., Курьянов А. И., Столяров Г. И. Гистерезис нормальной силы крыла сложной формы в плане при неустановившемся движении.—Ученые записки ЦАГИ, 1981, т. XII, № 5.
8. Lowson М. V. Some experiments with Vortex Breakdown: —
J. Royal aeronautical Society, vol. 68, 1964.
9. Clutter D. W., Smith А. М. O., Brazier J. G. Techniques of flow visualization using water as the working medium: — Aerospace Engineering, 1961, vol. 20, N 1.
10. Визель E. П., Караск А. А. О влиянии фюзеляжа на разрушение вихрей треугольного крыла:—Труды ЦАГИ, 1982, вып. 2174.
Рукопись поступила 21/IV 1983 г.
