CC BY
97
УДК 629.735
МОДЕЛИРОВАНИЕ ВОЗДЕЙСТВИЯ ВИХРЕВОГО СЛЕДА НА МОДЕЛЬ САМОЛЕТА В АЭРОДИНАМИЧЕСКОЙ ТРУБЕ
Ю.С. МИХАЙЛОВ
Статья представлена доктором технических наук, профессором Вышинским В.В.
Рассмотрен подход к моделированию воздействия вихревого следа на модель самолета с помощью специальной установки, закрепленной на выходном сечении сопла малоскоростной аэродинамической трубы. Проведено исследование структуры потока в следе за установкой и его воздействие на аэродинамические характеристики модели самолета в крейсерской конфигурации. Выполнена оценка характеристик моделируемого вихревого следа на основании сравнения значений индуцированного момента крена, испытываемых моделью в аэродинамической трубе и натурным самолетом при попадании в вихревой след по траектории, близкой к оси одного из спутных вихрей.
Ключевые слова: вихревой след, экспериментальная установка, аэродинамическая труба, модель самолета, аэродинамические характеристики, момент крена.
Введение
Система спутных вихрей, формируемых в следе за большим самолетом, представляет потенциальную опасность на расстоянии нескольких миль для летящего сзади самолета [1 - 4]. В зависимости от траектории полета, самолет, попавший в вихревой след, может испытывать существенные изменения моментов крена и рыскания, подъемной силы, а также продольного момента. Из этих изменений наибольшую опасность для второго самолета представляет момент крена, возникающий при попадании в вихревой след по траектории, близкой к оси одного из вихрей. Помимо опасности попадания самолета в вихревой след на режимах взлета и посадки в последнее время беспокойство вызывает возможность встречи с ним на высотах крейсерского полета. Вероятность встречи возрастает из-за уменьшения вертикальной дистанции разделения между самолетами до 1000 футов (305 м), увеличения интенсивности воздушного движения, а также включения региональных реактивных самолетов в транспортную коммерческую категорию с одним диапазоном высот крейсерского полета.
Изучение воздействия вихревого следа на самолет и поиск аэродинамических средств снижения неблагоприятного влияния на аэродинамические характеристики второго самолета являются актуальными задачами повышения безопасности полета и увеличения пропускной способности аэропортов. Наряду с летным экспериментом, требующим больших материальных затрат и небезопасным для экипажа самолета-лаборатории, важная роль в решении этой задачи принадлежит исследованиям в аэродинамических трубах.
Кроме непосредственного создания вихревого следа в аэродинамической трубе с использованием модели самолета-генератора, устанавливаемой на расстоянии от 10 до 20 размахов крыла перед моделью второго самолета [1], возможно моделирование воздействия вихревого следа с помощью специальных установок, приближающих структуру потока в рабочей части трубы малой протяженности к течению в вихревом следе. В работе [5] с этой целью использован каскад крыльев типа "Биплан" с дифференциальным отклонением секций по размаху, установленный на выходном сечении сопла малоскоростной аэродинамической трубы Т -103 ЦАГИ с открытой рабочей частью.
В дальнейшем с целью приближения структуры потока в следе за установкой к течению в одном из вихрей выполнена модификация исходной установки в вариант двухсекционного
крыла типа "Моноплан" с переменной хордой и дифференциальным отклонением секций по размаху [6]. В настоящей работе приведены результаты экспериментальных исследований структуры потока в следе за модифицированной установкой, проведен анализ воздействия вихревого следа на модель самолета в крейсерской конфигурации с последующим сравнением значений моментов крена, испытываемых моделью в следе за установкой и натурным самолетом при попадании в вихревой след по траектории, близкой к оси одного из спутных вихрей.
Описание экспериментальной установки и модели самолета
Экспериментальная установка с двухсекционным крылом переменной хорды типа "Моноплан" показана на рис. 1 а. На рис. 1 б представлено схематичное изображение положения модели в рабочей части трубы.
Рис. 1. Экспериментальная установка
В качестве второго самолета, имитирующего полет по траектории, близкой к оси одного из вихрей, использована модель двухдвигательного легкого самолета (рис. 2) с повышенным уровнем несущих свойств в крейсерской и взлетно-посадочной конфигурациях. Модель изготовлена в масштабе 1:6,5 по отношению к натурному самолету. Основные геометрические параметры модели даны в таблице, приведенной на рис. 2.
Площадь крыла, м2 0.71
Размах крыла, м 2.49
Относительное удлинение 8.76
Сужение крыла 2.56
Средняя аэродинамическая хорда, м 0.303
Относительная толщина профиля
крыла, % 15
б
а
Рис. 2. Модель самолета в рабочей части трубы
Исследование структуры потока в рабочей части трубы
Исследование структуры потока в следе за модифицированной установкой проведено в отсутствии модели второго самолета в рабочей части трубы. Измерения выполнены с помощью комбинированного пневмометрического насадка, имеющего четыре отверстия для измерения углов скоса и два для определения скорости набегающего потока. Погрешность измерения параметров потока с использованием насадка составляет: ±0,25 % от величины скорости ±0,2° от угла скоса при малых значениях (ф < 10°) и ±0,5° при больших (ф > 10°).
Измерительный насадок установлен в штанге координатника (рис. 1 а) с автоматическим плоскопараллельным перемещением в направлении осей Y и Z. Шаг перемещения насадка выбран переменным с увеличением числа измерительных точек в области повышенных углов скоса потока. Процесс измерения параметров потока в каждой точке включал 75 отсчетов, регистрируемых в течение 1 секунды, с последующим их осреднением.
На рис. 3 показаны результаты измерения углов скоса потока в направлении осей Y (фа -вертикальный) и Z (фр - боковой) в сечении Х = 1500 м (X/L = 0,375; L = 4000 мм - размах крыльев установки) от сопла трубы. Измерения приведены для нескольких дистанций по высоте рабочей частей трубы при скорости потока V = 50 м/с (Re = 1,4-106) и угле отклонения секций установки 8 = ±10°. Выбранная дистанция Х соответствует положению плоскости измерения перед крылом модели самолета (рис. 1 б), структура потока в котором оказывает основное влияние на характеристики модели самолета.
Y = 400 мм
фа,°
ФР,°
20--
10:-
10:-
-10:-
Z, мм
-10--
-20--
-20:-
Y = 0
Y = -400 мм
Фа,°
фр,°
20--
20--
-10--
-20--
-20--
Рис. 3. Углы скоса потока в следе за установкой (8 = ±10°; X/L = 0,375)
Из рассмотрения приведенных результатов видно, что дифференциальное отклонение секций (левая секция - вверх, правая - вниз) существенно изменяет структуру потока в рабочей части трубы. В центральной части трубы формируется вихрь с малым радиусом ядра г/Ь » 0,012 и повышенным значением тангенциальной скорости Уе/У¥ » 0,56. Разница в значениях вертикальных углов скоса потока для левой и правой консолей крыла модели второго самолета составляет в среднем 16°.
Уменьшение угла отклонения секций установки до 8 = ±6° приводит к снижению интенсивности (циркуляции) вихря и, как следствие, уменьшению углов скоса потока (рис. 4 а). Варьирование значением скорости набегающего потока в диапазоне У¥ = (15 50) м/с не оказало заметного влияния на величины углов скоса потока в следе за установкой (рис. 4 б). Аналогичный характер влияния скорости У¥ на распределение углов скоса получен также при увеличении расстояния Х от сопла трубы до плоскости измерения в области хвостового оперения.
Рис. 4. Влияние угла отклонения секций установки (8) и скорости (У¥) на вертикальный скос потока в центральной части трубы
На основании обработки результатов измерения углов скоса потока построены векторные поля скоростей в следе за установкой для двух углов отклонения секций: 8 = ±6° (рис. 5 а) и 8 = ±10° (рис. 6 б). Полученное распределение тангенциальной скорости в центральной части трубы позволяет отнести вихрь, формируемый в следе за установкой, к числу вихрей с малым радиусом ядра (г/Ь » 0,012) и высоким значением циркуляции Гг = Уе2рг » 15,4 м2/с (8 = ±10°).
8 = ±6° 8 = ±10°
а б Рис. 5. Векторное поле скоростей в следе за экспериментальной установкой (Х=1500 мм)
Анализ воздействия вихревого следа на характеристики модели самолета
Введение безопасных дистанций разделения между самолетами на режимах взлета и посадки заметно снизило опасность встречи с вихревым следом в зоне аэропортов, однако при этом не исключается попадание самолета в вихревой след на высотах крейсерского полета. Поэтому определенный интерес представляет изучение воздействия вихревого следа на аэродинамические характеристики модели второго самолета в конфигурации, соответствующей крейсерскому режиму полета.
На рис. 6 показано влияние углов отклонения секций установки 8 = ±6° и 8 = ±10° на аэродинамические характеристики модели двухдвигательного легкого самолета (рис. 2). Испытания проведены при скорости набегающего потока У¥ = 50 м/с (Яе = 1,4-106). Анализ результатов весовых испытаний проведен совместно с данными визуализации обтекания поверхностей модели с помощью метода "шелковинок".
Рис. 6. Влияние воздействия вихревого следа на аэродинамические характеристики модели
Модель в следе за установкой испытывает значительные изменения моментов крена (тх) и рыскания (ту), а также характера поведения зависимости су = Г(а) в области критических углов атаки. Как отмечалось ранее, дифференциальное отклонение секций установки по размаху способствует формированию структуры потока в рабочей части трубы, которая характеризуется заметным отличием местных углов атаки левой и правой консолей крыла, равных Да » ±8° (8 = ±10°, рис. 4). Столь существенное отличие в начальных условиях обтекания консолей кры-
о о о Невозмущенный поток
А-А-А 8 =6/-6°
В-ЕНЭ 8 =10/-10°
1°
ла в сочетании с варьированием углов атаки модели в диапазоне а = -10° ■ 20° обусловили следующий характер изменения аэродинамических характеристик модели:
- в диапазоне углов атаки а = -10° ■ 3° происходит опережающий рост подъемной силы левой консоли крыла по сравнению с правой, сопровождаемый ростом положительного значения момента крена;
- при дальнейшем увеличении угла атаки наступает равновесие в приращениях подъемной силы обеих консолей крыла, что приводит к "выполаживанию" зависимости тх(а), и при нулевом значении угла атаки достигаются максимальные значения приращения коэффициента момента крена Лтх = 0,058 ■ 0,091, (8 = ±6° ■ ±10°);
- в диапазоне углов а = 0° ■ 10° имеет место более быстрое увеличение несущих свойств правой консоли крыла по сравнению с левой, что вызывает некоторое снижение тх;
- дальнейшее увеличение угла атаки сопровождается появлением отрыва потока на левой консоли крыла, в то время как правая консоль продолжает сохранять безотрывный характер обтекания, работая в линейном диапазоне изменения зависимости су = ^а). Это способствует еще большему снижению тх и появлению нелинейности в его поведении;
- последующее выравнивание несущих свойств консолей крыла, происходящее при а » 20°, приводит к обнулению момента крена, который при дальнейшем увеличении угла таки изменяет свой знак на обратный.
Вихревой характер течения в рабочей части трубы способствует также созданию боковой силы (с2) и момента рыскания (ту) при нулевом значении угла скольжения. Величина и знак этого момента определяются как положением вертикального оперения относительно вихря при изменении угла таки модели, так и характером обтекания консолей крыла.
Несмотря на заметные отличия в значениях коэффициента подъемной силы левой и правой консолей крыла и, соответственно, в углах скоса потока у горизонтального оперения, характер поведения зависимости т2(а) сохраняется в целом удовлетворительным практически во всем рассмотренном диапазоне углов атаки.
Проведенный анализ воздействия вихревого следа на аэродинамические характеристики модели в крейсерской конфигурации показал, что изменение несущих свойств, продольного момента и момента рыскания не представляет серьезной проблемы для управления самолетом, в то время как приращение момента крена превышает располагаемое значение управляющего момента от элеронов Лтх = 0,054 и требует применения дополнительных устройств для его парирования.
Помимо неблагоприятного изменения характеристик модели в следе за экспериментальной установкой получено также снижение сопротивления в диапазоне углов атаки а » -5° ■ 15°, равное Лсх » 0,013 ^0,04 (8 = ±6° ■ ±10°). Это изменение, по-видимому, связано как с уменьшением осевой составляющей скорости в вихревом следе, так и с наличием больших тангенциальных скоростей в ядре вихря, которые создают силу, направленную в противоположную сторону по отношению к сопротивлению модели.
Оценка характеристик моделируемого вихревого следа
Оценка характеристик моделируемого вихревого следа выполнена на основании сравнения значений индуцированного момента крена, испытываемого моделью в аэродинамической трубе и реальным самолетом при попадании в вихревой след по траектории, близкой к оси одного из спутных вихрей.
Индуцированный момент крена от вихревого следа самолета-генератора, обусловленный изменением значений местных углов атаки (Ла) по размаху крыла второго самолета, вычислен с использованием теории вихрей Ренкина для определения тангенциальной скорости вихря Уе. В приложении МАТНСАО составлена программа для вычисления момента крена второго самоле-
та путем разбиения размаха крыла на отдельные малые области (Дъ) и суммирования значений коэффициента крена в каждой из них
сУД "
тх = ^ ^ У«.Ь'2', (1)
1 = 1
производная подъемной силы крыла, вычисленная на основании коррекции
где са=.
у
5,7
1 +
57
производной сечения крыла на влияние удлинения 1; Б - площадь крыла; Ь - размах крыла; У¥ - скорость набегающего потока; Ь - хорда крыла; ъ - расстояние от оси симметрии крыла; Уе - тангенциальная скорость.
Согласно теории вихрей Ренкина значения тангенциальной скорости Уе в вихревом следе вычисляются с использованием линейного закона возрастания с увеличением радиуса в пределах ядра вихря и обратно пропорционального закона убывания скорости вне ядра
Уе = юъ при ъ < а, (2)
Уе = Г/2р-ъ при ъ > а, (3)
где ю - угловая скорость; а - радиус вихря; Г - циркуляция вихревого следа
Г = 1^/рУсХ'§, (4)
где Wg - вес самолета-генератора вихревого следа; Ь'ё =я-Ьё/4 - эффективный размах вихревого следа самолета-генератора с размахом крыла Ь^
Угловая скорость ю в выражении (2) находится на основании комбинации выражений (2) и (3) для тангенциальной скорости при значении ъ = а. После замены ю в уравнении (2) новое выражение для тангенциальной скорости имеет вид
Г
—^ъ при ъ < а. (5)
Уе =
2ла2
С использованием выражения (1) вычислены ожидаемые значения момента крена легкого двухдвигательного самолета (рис. 2) в вихревом следе за основными типами пассажирских самолетов, осредненные массовые и геометрические характеристики которых приведены в табл. 1.
Таблица 1
Тип самолета Размах крыла, м Площадь крыла, м2 Стреловидность, ° Корневая хорда, м Вес, кг
Большой пассажировместимости 79,6 845 35,75 17,7 350000
Широкофюзеляжный 60,5 370 31 12 160000
Двухдвигательный 36 155 25 8 50000
Региональный 21,5 60 23 4,5 20000
0.15
0.10
0.05
0.00
т.
-в— Расчетные значения
Моделируемый диапазон т х в следе за установкой
№д> кг
0
100000
200000
300000
Рис. 7. Расчетные значения момента крена легкого двухдвигательного самолета в вихревом следе
Расчеты выполнены для скорости полета, соответствующей М = 0,4, на высоте Н = 4 км. Значение радиуса вихря принято постоянным, равным 5 % размаха крыла самолета-генератора вихревого следа. Полученные расчетные значения момента крена построены на рис. 7 в зависимости от веса самолета-генератора вихревого следа.
Сравнение индуцированных моментов крена показывает, что рассмотренная установка позволяет в достаточно широком весовом диапазоне самолета-
генератора вихревого следа имитировать его воздействие на второй самолет. Установка может быть использована как для изучения влияния вихревого следа на аэродинамические характеристики моделей самолетов разного класса, так и для поиска средств снижения неблагоприятных последствий.
Экспериментальные исследования моделирования воздействия вихревого следа на модель самолета проведены в рамках проекта VORSAF "Flight Safety, Aircraft Vortex Wake and Airport Operation Capacity" при поддержке МНТЦ (Грант #1018-98).
Автор выражает благодарность руководителю проекта VORSAF В.В. Вышинскому, а также сотрудникам 19 отделения ЦАГИ О. А. Кузнецову и Р.И. Осьминину за предоставленные компоненты установки, использованные для моделирования вихревого следа в аэродинамической трубе Т-103 ЦАГИ.
ЛИТЕРАТУРА
1. Rossow V.J., Sacco J.N., Askins P.A., Bishee L.S., Smith S.M. Wind-Tunnel Measurements of Hazard Posed by Lift-Generated Wakes. Journal of Aircraft Vol. 32, No. 2, March-April 1995.
2. Вышинский В.В. Исследование эволюции вихревого следа за самолетом и безопасность полета // Труды ЦАГИ. - 1996. - Вып. 2622.
3. Rossow V. J. Lift-generated Vortex Wakes of Subsonic Transport Aircraft", Progress in Aerospace Sciences, 35,
1999.
4. Gerz T., Holzapfel F., Darracq D. Commercial Aircraft Wake Vortices", Progress in Aerospace Sciences, 38, pp 181 - 208, 2002.
5. Михайлов Ю.С. Экспериментальное моделирование воздействия вихревого следа на модель самолета АОН в аэродинамической трубе Т-103 ЦАГИ // Труды ЦАГИ. - 1996. - Вып. 2622.
6. Mikhailov Yu.S. Vortex wake simulation in a wind tunnel. Trudy TsAGI Vol. 2641, 1999, pp. 204 - 213.
SIMULATION OF THE VORTEX WAKE EFFECT ON AIRCRAFT MODEL IN WIND TUNNEL
Mikhailov Yu.S.
The approach to simulating the vortex wake effect on aircraft model by means of the special setup mounted at the low-speed wind tunnel nozzle exit has been considered. The flow structure behind the setup and its effects on aerodynamic characteristics of aircraft model at cruise configuration were studied. The results of investigations are presented.
Key words: vortex wake, experimental setup, wind tunnel, aircraft model, aerodynamic characteristics, rolling moment.
Сведения об авторе
Михайлов Юрий Степанович, 1947 г.р., окончил КАИ (1971), кандидат технических наук, начальник сектора аэродинамики легких самолетов ЦАГИ, автор более 70 научных работ, область научных интересов - аэродинамическое проектирование дозвуковых самолетов.
