CC BY
73
Том XXXV
УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ ЦАГИ 2 00 4
№ 1 — 2
УДК 629.735.33.015.3.025.1.016.82 629.735.33.015.3.025.35
МНОЖЕСТВЕННЫЙ ГИСТЕРЕЗИС СТАТИЧЕСКИХ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК МЕХАНИЗИРОВАННОГО
КРЫЛА
Н. П. ИЛЬЯШЕНКО, И. В. КОЛИН, В. Г. МАРКОВ, Т. И. ТРИФОНОВА, Д. В. ШУХОВЦОВ
Приведены результаты весовых испытаний модели механизированного прямоугольного крыла в аэродинамической трубе малых дозвуковых скоростей при числах Рейнольдса Re < 2,5-106 и углах атаки а < 40°.
Изложены результаты исследований влияния отклонения закрылков на топологию границ области гистерезиса в зависимостях статических аэродинамических сил и моментов от установочных углов атаки.
Многочисленные исследования зависимостей коэффициентов аэродинамических сил и моментов от угла атаки для различных моделей самолетов с крылом большого удлинения и прямоугольных крыльев [1] — [11] показали, что в них присутствует гистерезис. Гистерезис может быть как простым, так и множественным, состоящим из нескольких гистерезисных петель с общей границей, называемой внутренней ветвью. При этом топология границ области множественного гистерезиса зависит от чисел Рейнольдса, удлинения крыла, от шероховатости поверхности крыла, от углов скольжения. По данным визуализации структур течений отмечено, что внутренним ветвям и внешним границам гистерезиса при одних и тех же углах атаки соответствуют различные структуры течений.
В данной работе основное внимание уделено исследованию влияния отклонений закрылков на изменение границ гистерезиса. Рассмотрены различные комбинации углов отклонения закрылков 5з = (5лев, 5пр), где 5з = (0, 0), (20°, 20°) и (40°, 40°).
1. МОДЕЛЬ И УСЛОВИЯ ПРОВЕДЕНИЯ ИСПЫТАНИЙ
Исследования зависимостей аэродинамических коэффициентов сил и моментов су(а), тх(а), ту(а), ш2(а) выполнены при испытаниях базовой модели прямоугольного крыла с неотклоненной и отклоненной механизацией. Крыло имело следующие геометрические характеристики: удлинение X = 2, площадь «р = 0,72 м2, хорда Ь = 0,6 м, размах I = 1,2 м, профиль крыла — типа
NACA 0010 (рис. 1, а). В качестве механизации по всему размаху крыла установлен двухсекционный закрылок, отклоняющийся на различные углы: 5з = (0, 0), (20°, 20°) и (40°, 40°).
Относительная хорда закрылка составляет — = = 0,4 (в долях хорды крыла). Испытания
Ь
модели проводились в аэродинамической трубе малых дозвуковых скоростей на шестикомпонентных механических весах. Одновременно с измерениями аэродинамических нагрузок на модель осуществлялась визуализация течений методом шелковинок. Шелковинки
наклеивались на расстоянии x = — > 0,1 от передней кромки на верхней и нижней поверхностях
b
крыла [S].
2. РЕЗУЛЬТАТЫ ИСПЫТАНИЙ 2.1 КРЫЛО ПРИ НЕОТКЛОНЕННОЙ МЕХАНИЗАЦИИ 5з = (0, 0)
На рис. І, а — г в качестве примера показаны аэродинамические зависимости су(а), m^^), m^), m^), полученные в процессе испытаний крыла без механизации при числе Рейнольдса Re = 2,02-106 при увеличении и уменьшении установочного угла атаки. Видно, что исследуемые зависимости при данном числе Рейнольдса являются гистерезисными в диапазоне углов атаки а = 15 г 21 o. На рис. І, а схематически показаны картины структуры течений, полученные по данным фотосъемки. Незатемненная область I соответствует безотрывному обтеканию крыла, затемненная область II — отрывному течению. При увеличении угла атаки модели до значения а = 18o структура обтекания крыла остается безотрывной. В качестве примера на рисунке показана схема течения на крыле при а = 17o. Величина коэффициента нормальной силы достигает своего максимального значения су max = 0,96 на критическом угле атаки акр = 19o. При этом наблюдается небольшая отрывная зона в области задней кромки центральной части крыла. С последующим увеличением угла атаки в зависимости су(а) наблюдается переход с верхней ветви гистерезиса на нижнюю, сопровождающийся возникновением несимметричного обширного отрыва на всей поверхности крыла, характерного, например, для показанного на рис. І течения при а=20°. Вследствие этого возникают заметные по величине коэффициенты моментов крена mx (рис. І, б) и рыскания my (рис. І, в). При уменьшении угла атаки крыла из-за сохранения обширной отрывной зоны на крыле величины этих коэффициентов остаются значительными до угла атаки а = 16o. При этом схемы течений крыла при тех же углах а = 20, 19, 17o остаются несимметричными.
Испытания этого крыла при другом числе
Рис. 1. Зависимости коэффициентов аэродинамических сил и моментов крыла с неотклоненной механизацией 5з= (0, 0) при числе Яе = 2,02-106
Рис. 2. Зависимости коэффициентов су(а), тх(а), ту(а), т2(а) для крыла с неотклоненной механизацией 5з = (0, 0) от угла атаки при числе Яе = 2,5-106
Рейнольдса Re = 2,5-106 показали, что гистерезис в зависимостях су(а), тх(а), ту(а) наблюдается в более широком, чем при значении числа Re = 2,02-106, диапазоне углов атаки а = 14 г 28° (рис.
2, а — г, кривая 1) и является множественным, состоящим из двух гистерезисных петель [6]. В зависимостях тх(а), ту(а) при переходе от одной петли к другой наблюдается смена направления обхода петли (рис. 2, б, в). Кривые 2, 3, 4, полученные по материалам повторных испытаний этой модели, подтвердили хорошую повторяемость результатов испытаний.
Из приведенных экспериментальных результатов можно сделать вывод о том, что увеличение чисел Рейнольдса приводит к расширению интервала углов атаки крыла при 5з = (0, 0), внутри которого наблюдается существование гистерезиса: [15°, 21°] при Re = 2,02-106; [14°, 28°] при Re = 2,5 -106.
2.2. КРЫЛО С ОТКЛОНЕННЫМИ ЗАКРЫЛКАМИ
На рис. 3, а — г приведены зависимости су(а), тх(а), ту(а), тДа), полученные в процессе испытаний крыла с отклоненными закрылками (5з = (20°, 20°)) при числе Re = 2,02-106 при увеличении и уменьшении угла атаки. Исследуемые зависимости являются гистерезисными в диапазоне углов атаки а = 15 г 19°. Гистерезис в исследуемых зависимостях качественно отличается от зависимостей, полученных при 5з = (0, 0), и является множественным, состоящим из двух областей, имеющих общую границу, так называемую внутреннюю ветвь (рис. 3). Методика исследования внутренней ветви изложена в работе [6] и состоит в том, что выбирается начальный угол атаки анач, значение которого не превышает значения угла атаки, характеризующего начало области гистерезиса, и при последующем увеличении угла атаки (а >0) модель отклоняется до первого критического угла атаки, при достижении которого происходит почти скачкообразное изменение аэродинамических сил и моментов и переход с верхней границы гистерезиса на промежуточную границу. Далее испытания продолжаются с последующим уменьшением угла атаки модели (а <0) до значения анач. Затем вновь повторяют испытания с ростом угла атаки (а >0) до угла а, являющегося вторым особым значением, при котором происходит
Рис. 3. Характеристики су(а), шх(а), шу(а), ш(а) для крыла с отклоненными закрылками 5з = (20°, 20°) при числе Яе = 2,02-106
Рис. 4. Зависимости коэффициентов аэродинамических сил и моментов от угла атаки механизированного крыла 5з = (40°, 40°) с шайбами при числе Яе = 2,02-106
аэродинамических сил и моментов с промежуточной ветви на нижнюю границу множественного гистерезиса. После этого продолжаются испытания с уменьшением угла атаки (а <0) до значения, связанного с переходом аэродинамических сил и моментов с нижней границы на промежуточную, и в дальнейшем проводятся испытания с ростом угла атаки (а >0) модели. Повторные испытания моделей подтвердили устойчивость внешних границ и внутренней ветви множественного гистерезиса к небольшим изменениям параметров эксперимента и наличие множественного гистерезиса зависимостей моментов крена тх(а) и рыскания ту(а) в области неоднозначности зависимостей су(а) (рис. 3).
Из сравнения полученных при одном и том же значении числа Re = 2,02-106 и приведенных на рис. 1 и 3 данных следует, что отклонение закрылков приводит к возникновению множественного гистерезиса.
На рис. 4, а — г проиллюстрированы зависимости су(а), тх(а), ту(а), тДа), полученные в процессе испытаний крыла с закрылками, отклоненными на большую величину 5з=(40°, 40°), при числе Re = 2,02-106 при увеличении и уменьшении угла атаки. Из рис. 4 следует, что и в этом случае рассматриваемые зависимости имеют гистерезисный характер на углах атаки а = 12 г 19°. Ширина петли гистерезиса в зависимости су(а) (рис. 4, а) примерно на 10% меньше ширины петли в той же зависимости для исходного крыла при 5з = (0, 0) (рис. 1, а). На верхней границе гистерезиса величина коэффициента нормальной силы достигает максимального значения су тах = 1,25. С дальнейшим ростом угла атаки а > 18° возникает несимметричный отрыв, охватывающий большую часть поверхности крыла и приводящий к появлению заметных моментов крена тх и рыскания ту (рис. 4, б, в).
При уменьшении установочного угла атаки крыла значительные моменты крена и рыскания сохраняются до углов атаки а = 15°. При а < 13° величины исследуемых коэффициентов аэродинамических сил и моментов мало отличаются от данных, измеренных в процессе увеличения угла атаки крыла.
Из анализа приведенных в работе результатов экспериментальных исследований аэродинамических характеристик механизированного прямоугольного крыла можно сделать следующие выводы:
при числах Re < 2,5 -106 статические зависимости коэффициентов аэродинамических сил и моментов от угла атаки модели крыла с неотклоненными закрылками (5з = (0, 0)) и с различными вариантами отклонения закрылков 5з = (20°, 20°), (40°, 40°) имеют гистерезисный характер;
интервал углов атаки в случае крыла с неотклоненными закрылками, внутри которого существует гистерезис, расширяется от [15°, 21°] при Re = 2,02-106 до [14°, 28°] при Re = 2,5-106;
из сравнения зависимостей коэффициентов статических аэродинамических сил и моментов от угла атаки, полученных, например, при Re = 2,02-106 для крыла с неотклоненными закрылками и закрылками, отклоненными на величину 5з = (20°, 20°), следует, что отклонение закрылков приводит к возникновению множественного гистерезиса, состоящего из двух гистерезисных петель;
при увеличении углов отклонения закрылков на 5з = (40°, 40°) в характеристиках су(а), тх(а), ту(а), тДа) исчезает внутренняя граница области гистерезиса, площадь петли гистерезиса в зависимости су(а) становится меньше соответствующей площади в аналогичных зависимостях для крыла при 5з = (0, 0).
Данная работа выполнена при финансовой поддержке Российского фонда фундаментальных исследований (грант № 01-01-00595).
ЛИТЕРАТУРА
1. Нейланд В. Я., Столяров Г. И. Об одном виде отрывного течения на прямоугольном крыле малого удлинения // Ученые записки ЦАГИ. — 1982. Т. XIII, № 1.
2. Колмаков Ю. А., Рыжов Ю. А., Столяров Г. И., Табачников В. Г. Исследования структуры обтекания прямоугольного крыла (Х=5) на больших углах атаки //
Труды ЦАГИ. — 1985. Вып. 2290.
3. Караваев Э. А., Прудников Ю. А., Часовников Е. А. Особенности формирования статического гистерезиса аэродинамических характеристик прямоугольного крыла // Ученые записки ЦАГИ. — 1986. Т. XVII, N° 6.
4. Головкин М. А., Горбань В. П., Симусева Е. В., Стратонович А. Н. Обтекание прямого крыла при стационарных и квазистационарных внешних условиях // Ученые записки ЦАГИ. — 1987. Т. XVIII, М З.
5. Modi V. J., Sun J. L. C., Akutsu T., Lake P., McMillan K., Swinton P. C. and Mullins D. Moving surface boundary label control for aircraft operation at high indence // AIAA Atmospheric Flight Mechanics Conference. — August 11 — 13, 1980/Danvers, Massachusetts.
6. Колин И. В., Лацоев К. Ф., Мамров В. П., Свято дух В. К., Суханов В. Л., Трифонова Т. И., Шуховцов Д. В., Яковлев В. А. Множественный гистерезис стационарных аэродинамических характеристик при малых числах Рейнольдса (сборник статей) // Препринт ЦАГИ, М 87. — 1996.
7. Kolin I. V., Svyatodukh V. K., Trifonova T. I., Shukhovtsov D. V.,
M a m r o v V. P. Research of hysteresis of wing aerodynamic characteristics with А = 5 at low
Reynolds numbers // Proceedings of the fifth Russian-Chinese simposium on aerodynamics and flight dynamics. — TsAGI. — 1997.
8. Колин И. В., Лацоев К. Ф., Мамров В. П., Свято дух В. К., Суханов В. Л., Трифонова Т. И., Шуховцов Д. В. Множественный гистерезис нестационарных аэродинамических характеристик моделей при малых числах Рейнольдса // Препринт ЦАГИ, М 114. — 1998.
9. Колин И. В., Святодух В. К., Суханов В. Л., Трифонова Т. И.,
Ш у ховцов Д. В. Множественный гистерезис модели самолета с прямым крылом
большого удлинения // Труды ЦАГИ. — 2001. Вып. 2649.
10. Колин И. В., Трифонова Т. И., Шуховцов Д. В. Временные реализации коэффициентов аэродинамических сил и моментов на прямоугольном крыле на режимах статического гистерезиса // ЖТФ. — 2001. Т. 71. Вып. 7.
11. Колин И. В., Суханов В. Л., Трифонова Т. И., Шуховцов Д. В. Существование и устойчивость внутренних границ области множественного гистерезиса статических аэродинамических сил и моментов // Механика жидкости и газа. — 2002, М 2.
Рукопись поступила 21/ХІІ2001 г.
