Летные исследования влияния микрорифления поверхности на изменение сопротивления Текст научной статьи по специальности «Механика и машиностроение»

УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ ЦАГИ

То ом ХХІІ

1991

М2

УДК 629.735.33.016.7: 533.6.013.124 629.7.018.7.015.3: 532.526

ЛЕТНЫЕ ИССЛЕДОВАНИЯ ВЛИЯНИЯ МИКРОРИФЛЕНИЯ ПОВЕРХНОСТИ НА ИЗМЕНЕНИЕ

СОПРОТИВЛЕНИЯ

И. Д. Бутылин, В. П. Ермолаев, В. Н. Озеров, В. М. Фомин

Представлены результаты эксперимента на планерной летающей лаборатории ЦАГИ по исследованию влияния микрорифления поверхности на сопротивление.

Исследования, проведенные впервые в полете на манжете натурного крылового профиля, продемонстрировали эффект снижения сопротивления при течении с градиентом давления за счет управления турбулентностью пограничного слоя продольными треугольными бороздками с ша-

Управление турбулентностью непосредственным воздействием на вихревые структуры в турбулентном пограничном слое с целью уменьшения трения в настоящее время широко исследуется. Активно изучаются варианты внесения в пограничный слой микропластин [1] или использования рифленых поверхностей (риблет) [2, 3]. Второй вариант является более предпочтительным по технологии применения.

При небольших дозвуковых скоростях в работе [2], в частности, определена с использованием плавающего весового элемента оптимальная форма поперечного сечения бороздки, которая представляет собой равносторонний треугольник со стороной 5. Максимальный выигрыш в сопротивлении трения рифленой пластины достигается при значении

В малотурбулентной аэродинамической трубе ЦАГИ Г. К. Шаповаловым и др. были проведены экспериментальные исследования по изучению возможности снижения сопротивления моделей, имитирующих фюзеляж самолета, за счет создания на поверхности упорядоченной ребристой структуры. Испытываемая модель представляла собой тело вращения (й= 100 мм) с оживальной головной частью длиной 11=350 мм, сменной цилиндрической частью 12=420 мм и конусообразной хвостовой частью 4 = 185 мм. Модель крепилась к тензовесам. Для получения развитого турбулентного пограничного слоя в начале головной части наклеивался турбулизатор. Исследования проводились с дву-

гом

мя сменными цилиндрическими частями — гладкой и рифленой. На вставке с рифленой поверхностью ребра были выполнены оптимальной формы 5+= 15 (значение 5 = 0,13 мм).

Результаты эксперимента в диапазоне скоростей и",=40—60 м/с и чисел Red= (2 + 7) -105 со 100-кратной заменой вставок показали устойчивый выигрыш в полном сопротивлении модели за счет рифления поверхности. Уменьшение сопротивления составило ДСх=3 + 4%. Эти результаты подтверждают выводы работы [2].

Использование продольных бороздок для снижения сопротивления на реальных летательных аппаратах ставит следующие вопросы:

— как влияет градиент давления и сжимаемость воздуха на оптимальные размеры бороздок;

— на каких элементах ЛА использование рифлений дает наибольший суммарный эффект и наиболее технологично;

— каковы оптимальное размещение и размеры бороздок на элементах ЛА и на моделях в аэродинамических трубах.

Окончательно ответить на эти вопросы могут только дальнейшие экспериментальные исследования в физических и промышленных аэродинамических трубах и в натурном летном эксперименте.

В настоящей статье изложены результаты такого летного эксперимента. Исследования осуществлены на планерной летающей лаборатории ЦАГИ (ПЛЛ) с целью проверки возможности уменьшения сопротивления трения при градиентном течении.

1. Эксперимент был подготовлен на правой дренированной манжете ПЛЛ, скомпонованной из сверхкритического профиля ЦАГИ с=15%. Хорда манжеты составила 6=1900 мм, размах г=1600 мм. Измерительное сечение расположено в середине размаха манжеты (2=0,5) и имеет 45 дренажных точек по хорде на верхней поверхности и 30 точек — по хорде на нижней поверхности. Кроме этого, установлено 8 приемников вдоль задней кромки манжеты 2=0,050; 0,194; 0,324; 0,478; 0,581; 0,697; 0,791; 0,940. Для определения характеристик пограничного слоя у задней кромки и оценки сопротивления были установлены две гребенки приемников полного давления, расположенные на выносной штанге вплотную к задней кромке манжеты в положениях 2! = 0,334 и 22 = = 0,703.

На рис. 1 представлена фотография манжеты с установленными гребенками приемников полного давления, приемниками рст у задней кромки и отсеком манжеты, оклеенным металлической фольгой толщиной 0,3 мм с продольными бороздками треугольного сечения. Здесь же показана микрофотография рифленой поверхности.

Пневмотрассы от приемников полного и статического давлений подключены к манометрам бортовой системы измерений (БСИ) , расположенной во второй кабине планера. На приборы и манометры БСИ также выводились показания р0 и рст с выносного приемника, а также ро с штатного приемника полного давления планера и рст с боков фюзеляжа. Таким образом, на приборах БСИ регистрировались: скорость полета по показаниям штатного приемника полного давления планера, скорость полета по показаниям прокалиброванного ранее специального выносного приемника, барометрическая высота полета, температура воздуха в кабине, точное время полета. Манометры БСИ (103 канала) регистрировали следующую пневмометрическую информацию:

— распределение давления по верхней и нижней поверхности манжеты в дренажном сечении Ср (х);

Рис. 1

— распределение статического давления вдоль задней кромки манжеты Ср3 к (2);

— профили скорости _в пограничном слое у задней кромки манжеты в двух сечениях и1{у),и2(у);

— значения ра, Рст, Рверх, Рнижн от выносного приемника;

— значение ро штатного приемника полного давления планера;

— значения Рст от штатных приемников статического давления планера по бокам фюзеляжа.

Регистрация показаний приборов и каналов маномеров БСИ проводилась при помощи синхронизированной системы фоторегистрации летчиком-испытателем во время выполнения заданных режимов полета. Фотографии передней и задней досок БСИ обрабатывались на микроЭВМ при помощи специально созданного комплекса программ обработки и полученная информация выдавалась на графопостроитель.

Исследования проводились на режимах полета иПр = 70-;-.140 км/ч на высотах Н=800 1500 м.

Ранее проведенные исследования на этой же летающей лаборатории в аэродинамической трубе Т-101 показали плоский характер течения на манжете и что при наличии отрыва пограничного слоя (при Су сеч>0,7) можно выровнять по размаху манжеты линию отрыва в диффузорной части профиля путем установки концевых шайб. Поэтому в экспериментах в полете исследования проводились как с установленными концевыми шайбами, так и без них.

2. Результаты измерения распределения давления по верхней и нижней поверхности манжеты Ср (х) представлены на рис. 2—4 для режимов полета с различными значениями коэффициента подъемной силы сечения Су сеч для безотрывного и отрывного течений. Из приведенных графиков видно, что эпюры давления при наличии концевых шайб^ и их отсутствии близки с точностью до установления режима полета в

; о,5

4^*0,288

0,261 (с шгаОянл)

. 0,5

1,0

Рис. 2

Рис. 3

разных испытательных полетах. Среднеквадратичный разброс коэффициентов давления составляет О"ср = 0,02 + 0,04.

В рамках проведенной программы летных исследований была предпринята попытка получить в натурном полете оценочные данные о снижении сопротивления при градиентном течении за счет использования микрорифления поверхности манжеты. Для этого на отсек верхней поверхности манжеты от 2 = 0,21 до 0,45 по размаху манжеты и от х=0,17 до 1,0 вдоль хорды была наклеена заранее изготовленная латунная фольга с нанесенными на нее продольными бороздками (см. рис. 1). Толщина фольги (вместе с рифлениями и слоем клея) составила 0,3 мм. Рифление ■ было выполнено в виде треугольных бороздок глубиной и с шагом равным s = 0,2 мм. Эти размеры были выбраны из условия s+=15, оптимального для скоростей 80—100 км/ч, на которых по ранее проведенным исследованиям существуют протяженные участки турбулентного пограничного слоя [5] (рис. 5).

(Су) И Сра К (г) позволяет судить о развитии отрывных явлений. На рис. 6 представлены данные о распределении статического давления вдоль задней кромки манжеты Срз кф при различных су сеч как при установленных концевых шайбах, так и без них. Как видно из представленных графиков, установка концевых шайб

0,719 (с шай/ами)

Рис. 4

Характер поведения с

Рз.к

0.5

0,2

в. •№аи/с.веі-(2.ц+в)'іоі

о плгбмомстрия ^ • каояин

^ в росист [1,1]

* \ #

л_ л Полет

Л Л

■ ГдоЛ? 1-101" \

л пнсбмонстрая "'тепловидение "

0,2 0.'1

0,6

0.6

_2Ь

-1___________1_

В 5 Ч 2,5

Рис. 5

С»

*55,

’'Ці-*

0,25

О

0,5

0.25

о

0,5

0,25

О

Су*0,779(е шайбами) 0.71,15

^ 1 . ; і :ап_і • су = о.'173(с шайбами) о 0,573 1 і 1

• Су = 0,261(с шайбами)

о 0,272

У*, "9 ч— і і . ■

0.25 0.5 0.75

Рис. 6

не оказывает заметного влияния на распределение сРз г Зависимость Срз 1< (г) имеет характерное плато при 0,2<г<0,8 с уменьшением восстановления давления в концевых сечениях манжеты. При переходе от режимов полета с небольшими значениями коэффициента подъемной силы сечения Су сеч к режимам с большими значениями сУсеч происходит понижение восстановления давления, что свидетельствует о развитии отрыва в диффузорной части профиля по размаху манжеты при

СУсеч >

Проведенные измерения эпюр давления на профиле манжеты показали, что выбранное расположение отсека с микрорифлениями на поверхности профиля дает возможность получить достаточно объективное сравнение условий развития пограничного слоя на гладкой и рифленой поверхности при одних и тех же условиях полета.

Как уже отмечалось в п. 1, для оценки эффективности управления турбулентностью путем микрорифления поверхности использовались две гребенки приемников полного давления, установленные у задней кромки в двух измерительных сечениях манжеты — за отсеком с рифлением и отсеком гладкой поверхности. Об изменении сопротивления за счет воздействия на крупномасштабные структуры можно судить по измеренному этими гребенками значению интегральной характеристики

пограничного слоя —толщине потери импульса 5** (ь** =

00 — — — А

= Г и (1 — и) йу\ и значению скорости у задней кромки (формула

0 К

Сквайра — Юнга [6]).

Перед программой летных испытаний по исследованию эффекта рифления был выполнен специальный эксперимент по измерению характеристик пограничного слоя на участках манжеты, где установлены гребенки, но при обычной гладкой поверхности манжеты на этих участках. Это сделано для оценки погрешности сравнительных измерений.

Рис. 7

Результаты этого эксперимента показаны на рис. 7, а в виде зависимости толщины потери импульса 83, к (отнесено к хорде манжеты) от коэффициента подъемной силы сечения манжеты. Как видно из представленных зависимостей, пограничный слой у задней кромки манжеты в области гребенок 1 и 2 имеет близкие значения толщины потери импульса, погрешность определения 8** составила Айэ.к/83.к 4 %.

В последующих полетах на левый отсек манжеты перед гребенкой 1 были нанесены рифления и проводились сравнения результатов по показаниям гребенок на разных отсеках. Для уменьшения погрешности обработка фотографий манометров БСИ была проведена многократно, определено среднее значение 83*к для обеих гребенок. Эти результаты представлены на рис. 7, б. Летный эксперимент показал различие значений к для гладкого отсека и отсека с риблетами на всех режимах полета. Как видно из графиков, толщина потери импульса (а значит и сопротивление) для режимов полета «пр>90 км/час 'Сусеч <0,6) на гладком отсеке заметно меньше, чем на отсеке с рифлениями. Отсе_к с рифлениями поверхности расположен по хорде манжеты, начиная с ;- = 0,17 вплоть до х=1,0. Поэтому при значениях сУсеч:;0,6 этот отсек будет находиться в полностью турбулентном пограничном слое (см. рис. 5), где только и должен появиться эффект управления турбулентностью. При Сусеч <0,6 передняя кромка рифленого отсека является турбулизатором пограничного слоя, смещая искусственно переход пограничного слоя к передней кромке манжеты только на участке рифленой поверхности, не изменяя состояния пограничного слоя на остальных участках. Это и вызывает увеличение суммарного сопротивления трения и толщины потери импульса на участке с риблетами.

На режимах со скоростями «пр<90 км/час (сУсеч :;0,6), когда отсек уифления полностью находится в турбулентном пограничном слое, наблюдается стабильное во всех полетах уменьшение толщины потери импульса 83> к и, следовательно, сопротивления.

Необходимо отметить, что оценка сопротивления с помощью гребенок полного давления при градиентном течении возможна без существенных ошибок лишь для безотрывных режимов ' течения. По измерениям гребенкой и спектрам обтекания, полученным методом шелковинок в предыдущих полетах, и по измерениям Ср (х), Ср (2) в настоящих испытаниях развитый отрыв в диффузорной части профиля на манжете существует на режимах с су >0,7. Поэтому и сравнение результатов

Рис. 8

Схр 10 * о гладкая по6ергносу//й У ідріїулазатвр: х=70%

■ • риблеты -

6

-

0 J І. .... 1 г ■ - -1

0,25

0,5 О

Рис. 9

0,25 0,5

по управлению турбулентностью при естественном состоянии пограничного слоя на манжете правомерно в диапазоне режимов 0,6< Су <0,7.

Чтобы исключить влияние на измеряемые эффекты такого пар амет-ра, как положение перехода пограничного слоя, были проведены эксперименты с фиксацией перехода у передней кромки манжеты. Это достигалось установкой турбулизатора в виде проволоки диаметром d-;: 1 мм на 10% хорды. Сравнительные результаты измерений 83. к и формпараметра Н у задней кромки на участках манжеты с гладкой и рифленой поверхностью представлены на рис. 8. Как видно из представленных графиков, выигрыш в значении 83. к на рифленой поверхности наблюдается на заведомо безотрывных режимах обтекания.

Оценка величины профильного сопротивления для гладкой и рифленой поверхности манжеты проведена, согласно [6], в приближении Сквайра — Юнга:

5+н3. к

%==2Ск«з. к2 •

Результаты для полетов с естественным и фиксированным переходом пограничного слоя представлены на рис. 9. Эти оценочные материалы свидетельствуют о наличии стабильного эффекта снижения сопротивления на поверхности с микрорифлениями при естественном переходе в диапазоне значений 0,6< сУсеч <0,7, когда пограничный слой полностью турбулентный на всем участке рифления, а при фиксированном переходе у передней кромки — во всем исследованном диапазоне значений Су.

4 — «Ученые записки» Н 2

49

1. Н е f n е г J. N., W е i n s t е i n L. М., В u s h n е 1 D. М. А large eddy breakup scheme for turbulent viscous drag reduction. Viscous flow drag reduction, progress in astronautics and aeronautics. Vol. 7, ed. Gary R. Hough, 1980.

2. W а 1 s h М. J. Drag characteristics of V-groove and transverse curvature riblets. — Viscous flow drag reduction, progress in astronautics and aeronautics. Vol. 7, ed Gary R. Hough, 1980.

3. Е н ю т и н Г. В., Л а ш к о в Ю. А., С а м о й л о в а Н. В., Ф ад е е в И. В., Ш у м и л к и н а Е. А. Экспериментальное исследование влияния продольного оребрения на сопротивление трения плоской пластины. — Изв. АН СССР, МЖГ, 1987, N2 2.

4. О с т о с л а в с к и й И. В., С в и щ е в Г. П. Расчет точки перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный. — Труды ЦАГИ, 1975, вып. 1723.

5. Е р м о л а е в В. П., К и р и н о в Ю. В., О з е р о в В. Н., С в и-щ е в Г. П., Ф о м и н В. М., Шу р о в А. А. Управление развитием возмущений в пограничном слое. — Ученые записки ЦАГИ, 1990, т. 21, N2 1.

6. S с u i r е Н. В., Y о u n g А. D. ТЬе calculation of the profile drag of aerofoils. — ARC RM 1838, 19;)8.

Рукопись поступила 2jlll 1990 i