CC BY
49
УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ Ц А Г И
Т о м XI
19 8 0
№ 2
УДК 629.735.33.015.3.025.1:533.69.048.3
ИССЛЕДОВАНИЕ ТЕЧЕНИЯ В ОКРЕСТНОСТИ КОНЦЕВОЙ ЧАСТИ
СТРЕЛОВИДНОГО КРЫЛА
В. А. Баранов, Н. И. Глушков, Л. J1. Тепе ран
Приводятся результаты экспериментального и теоретического исследований скосов потока в области концевой части стреловидного крыла. Описываются условия эксперимента в аэродинамической трубе и схема численного расчета по методу дискретных вихрей с учетом толщины крыла. Показано, что расчетные результаты правильно отражают особенности распределения вертикальных и горизонтальных скосов в исследуемой области течения.
В последние годы проведен ряд работ, посвященных исследованию течения около крыла конечного размаха. Одна группа работ связана с изучением возникновения и развития вихревой пелены и направлена на поиск средств уменьшения интенсивности концевого вихря [1, 2]. Такими средствами являются различного рода отклоняемые щитки, вертушки и т. д. В другой группе работ ставится задача изучения особенностей обтекания и отыскания путей уменьшения сопротивления крыла самолета, одним из которых является установка дополнительных вертикальных поверхностей в концевой части крыла самолета. Одним из таких способов уменьшения сопротивления является установка дополнительных вертикальных поверхностей в концевой части крыла — концевых крылышек малой относительной площади, которые характеризуются углом стреловидности, величиной удлинения и формой профиля [3, 4].
Возможность уменьшения сопротивления обусловлена тем, что возникающая на концевых крылышках подъемная сила, перпендикулярная направлению местной скорости течения, имеет составляющую на направление скорости набегающего потока, направленную вперед. Нетрудно получить качественное соотношение для величины уменьшения сопротивления крыла АСх:
где 5 — относительная площадь концевых крылышек, р — осредненный угол скоса в горизонтальной плоскости, С2 — коэффициент подъемной силы крылы-
2
шек Сх о + Сг/яХ _ сумма профильного и индуктивного сопротивления концевых крылышек удлинения X с учетом подсасывающей силы.
Входящий в это соотношение угол ¡3 является одним из определяющих параметров. Знание величины и расположения области максимальных скосов позволит правильно выбрать место установки рассматриваемой вертикальной поверхности и оценить выигрыш в сопротивлении. Проводимое в настоящей работе исследование посвящено изучению картины обтекания концевой части стреловидного крыла и определению величины местных скосов потока в этой области.
1. Экспериментальное измерение скосов потока проводилось на модели крыла с фюзеляжем при скорости, соответствующей числу М = 0,3. Число Ие, вычисленное по величине средней аэродинамической хорды, равнялось 1,6-106. Основные геометрические размеры крыла: угол стреловидности у =35°; удлинение А = 7,3; размах 1= 1,61 м; сужение = 3,1 (рис. 1).
Поверхность крыла выполнена с использованием сверхкритических профилей относительной толщины \2% в бортовом сечении и 9% на консоли. Форма профиля в одном из сечений (сечение II) приведена на рис. 1. Геометрический угол крутки сечений консоли крыла по отношению к бортовому сечению был равен — 3°. Измерения проводились при угле атаки а = 6°, определенному по
Сечение
ШЛ1
Рис. 1
бортовому сечению крыла, коэффициент подъемной силы модели при этом Су = 0,45.
Исследование проводилось в области, размер которой по осям х9 у, г имеет порядок величины концевой хорды крыла, равной 100 мм (см. рис. 1). Исходя из условий эксперимента, была принята следующая система координат: ось г направлена перпендикулярно плоскости симметрии модели в сторону от фюзеляжа, ось х—по направлению набегающего потока, ось у — в перпендикулярном к оси х направлении, начало координат совпадало с задней кромкой профиля в сечении, отстоящем от конца крыла на 20 мм. Измерения были выполнены в трех сечениях: г = 65 мм, 0, —65 мм (-^- = 1,056; 0,975; 0,897^ и шести
сечениях по у в мм: 33, —33, —63, —ИЗ, —163.
Измерение скосов потока в горизонтальной и вертикальной плоскостях производилось при помощи шестиствольного насадка. Насадок состоял из полусферического носка и цилиндрической части диаметром 12 мм. Дренажные отверстия в вертикальной и горизонтальной плоскостях были расположены под углом 43° по отношению к центру и имели диаметр 0,3 мм. Точность измерения углов скоса составляет 0,2-0,3°.
2. Для расчета поля скоростей применен один из методов теории несущей поверхности [5, 6], в котором крыло аппроксимируется набором источников и вихрей, расположенных в его срединной плоскости.
Несущие свойства крыла обеспечивает система косых подковообразных вихрей [5], интенсивности которых определяются из условия непротекания в отдельных контрольных точках.
Условие непротекания представлено в виде системы линейных уравнений относительно значений циркуляции вихрей. По распределению циркуляции
7—„Ученые записки" № 2
97
можно вычислить возмущенную скорость, обусловленную вихревой системой крыла, в любой точке течения, которая находится на расстоянии от поверхности крыла не менее размера ячейки вихревой решетки.
При расчете поля скоростей крыло разбивалось на 20 равных полос по размаху крыла и 10 полос по хорде. Время расчета параметров потока в 130 точках при наличии 200 панелей на крыле составило 10 минут (на ЭВМ БЭСМ-б).
Отдельно исследовалось влияние толщины крыла [6] на распределение возмущенных скоростей в интересующей области течения. Как и в случае дискретных вихрей, крыло разбивалось на панели, образованные сечениями г^соши
Рис. 3
и линиями, проходящими через равные доли местных хорд. На каждой панели размещался слой источников, интенсивность которых вдоль хорды изменялась линейно, а по размаху панели оставалась постоянной. Обильность источников принималась пропорциональной производной от координат симметричной части профиля в расчетном сечении крыла. Поскольку производная в носке затупленного профиля стремится к бесконечности, интенсивность источника в этой точке выбиралась из условия равенства нулю суммарной обильности источников и стоков в данном сечении. Возмущенная скорость в произвольной точке потока, обусловленная толщиной крыла, определялась суммарным влиянием источников.
3. Результаты измерения углов скоса потока приведены на рис. 2—5. Согласно полученным данным при угле атаки а = 6° в окрестности концевой части крыла величины углов скоса потока в горизонтальной плоскости составляют ? ~ — 6° над верхней поверхностью на расстоянии 33 мм (рис. 2) и Р ^ 4° под
нижней поверхностью на расстоянии — 33 мм (рис. 3). При этом над верхней поверхностью величины р возрастают к концу хорды, а под нижней поверхностью изменение углов р вдоль хорды сравнительно невелико. Отметим, что расчет правильно отражает отмеченную особенность течения. Если вихревой слой относительно плоскости крыла дает равную по модулю, но обратную по знаку величину угла скоса в горизонтальном направлении (скосы от вихрей показаны пунктирными линиями), то источники обеспечивают симметричную
у, мм
50
а.
\
\
*о
За
к 1°
III!
О пО 70/.0
О Г2°3°<Г р
//
//......-50 О
-50
50 / 100 г, мм
^ //
У
А
-100
■150
Рис. 5
картину течения в горизонтальном направлении над верхней и нижней поверхностями крыла. Наложение возмущений от источников и вихрей, как показано на рис. 2 и 3 сплошными линиями, приводит к нарушению симметрии в распределении углов скоса в горизонтальном направлении.
Область максимальных углов скоса располагается над верхней поверхностью. Ее протяженность в сечении г = 0 по осям х и у составляет примерно 70% длины концевой хорды. В соседних сечениях величина углов скоса меньше. Вне крыла в сечении г = 65 мм она составляет 1—2°.
Распределение углов скоса потока в вертикальной плоскости, соответствующей сечению г = 0, показано на рис. 4. Отметим, что влияние источников на вертикальную составляющую скорости проявляется в большей степени но сравнению с их влиянием на горизонтальную составляющую возмущенной скорости. В окрестности передней кромки местный угол скоса потока над верхней поверхностью крыла увеличивается, а под нижней поверхностью уменьшается. Наличие стоков в области задней кромки приводит к изменению вертикального скоса в противоположном направлении.
На рис. 5 приведено поле углов скоса потока в сечении х = — 30 мм. Оно соответствует проекциям полной скорости на плоскость х = const. Сплошными линиями обозначены экспериментальные результаты, а пунктирными — расчеты с использованием вихрей и источников. Отчетливо видно, что имеет место перетекание с нижней поверхности на верхнюю, при этом наибольшие скорости течения наблюдаются в сечениях, близких к концевому.
В заключение отметим, что результаты расчета по линейной теории хорошо согласуются с экспериментальными данными. При этом углы скоса потока в горизонтальной плоскости в области, удаленной от поверхности на расстояние большее, чем толщина крыла, могут быть оценены с использованием метода дискретных вихрей. Для определения углов скоса в вертикальной плоскости необходимо введение поправки на толщину крыла.
ЛИТЕРАТУРА
1. 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.
2. El-Rampl у Z. Aircraft trailing vortices. A surves of the problem. Carleton University Ottawa Report N ME/A 72-1, November, 1972.
3. Супрун В. M. Управление индуктивным сопротивлением крыла небольшого удлинения с помощью вертикальных поверхностей. Труды ЛИАП, вып. 35, 1974.
4. Ishimitsu К. К. Aerodynamic design and analysis of winglets. „А1АА Aircraft systems and Technology Meeting*, Dallas. Texas, September, 27-29, 1976.
5. Белоцерковский С. M. Тонкая несущая поверхность в дозвуковом потоке газа. М., „Наука", 1965.
6. Woodward F. A. An improved method for the aerodynamic analysis of wing-body-tail configurations in subsonic and supersonic flow. Part I. Theory and Application. NACA CR-2228, Jul., 1973.
Рукопись поступила 13\XH 1978 г.
