CC BY
29
УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ ЦАГИ
Том XXIV 1993 № 3
УДК 629.735.33.015.017.22/.23
НЕКОТОРЫЕ ОСОБЕННОСТИ САМОПРОИЗВОЛЬНЫХ КОЛЕБАНИЙ ПО КРЕНУ ТРЕУГОЛЬНОГО
КРЫЛА % = 75° НА БОЛЬШИХ УГЛАХ АТАКИ
лп.к
Е. С. Вождаев, А. Н. Жук,
В аэродинамической трубе малых дозвуковых скоростей проведено исследование самопроизвольных колебаний по крену треугольного крыла с углом стреловидности по передней кромке хп к = 75° в широком диапазоне углов атаки. Показано, что квазигармонические колебания по крену с большой амплитудой (ву = 15 - 17°) возникают на углах атаки а = 30 - 34°, соответствующих началу разрушения вихревой структуры в окрестности задней кромки треугольного крыла. При других углах атаки (а = 10 - 28° и 36 - 60°) автоколебаний не наблюдалось.
Приводится подробное описание динамической установки для исследования самопроизвольных колебаний по крену.
Г. И. Столяров
Как известно, возбуждение колебаний по крену является основной причиной, ограничивающей маневренность самолетов с крыльями большой стреловидности. На некоторых режимах полета, например укороченная посадка при больших углах атаки, возникновение этих колебаний может существенно повлиять на условия, обеспечивающие безопасность полета.
Для исследования самопроизвольных колебаний по крену спроектирована специальная динамическая установка УК-103, в основу конструктивной схемы которой положен усовершенствованный метод свободных колебаний, а также разработаны алгоритмы измерения, сбора и обработки экспериментальных данных.
Экспериментальная установка и методика исследования. Установка УК-103 позволяет реализовать свободное движение модели по крену в пределах у = ±180°. Движение модели определяется текущими значениями аэродинамических нагрузок на несущих поверхностях и моментом инерции модели относительно оси Ох. Функциональная схема установки приведена на рис. 1.
Модель смонтирована на специальном подвесном устройстве, выполненном в виде внутримодельного подшипникового узла 1 и хвостовой державки 2. Державка 2 крепится к раме 3, установленной с помощью подставки 4 на поворотном круге 5 в рабочей части аэродинамической трубы. С помощью поворотного круга задаются установочные
углы атаки ауст = а().
В процессе движения модели углы атаки и скольжения изменяются согласно соотношениям
tg а = tg a0cos у, sin Р = sin agsin у.
Основная часть установки — подшипниковый узел 1, выполненный в виде полой обоймы, вращающейся на двух приборных шарикоподшипниках, установленных на конце хвостовой державки. Модель крепится к передней части обоймы на конусной посадке.
Особое условие, которое должно выполняться при работе такого подшипникового узла — обеспечение минимального трения в шарикоподшипниках при действии осевой силы X. Для этого в конструкции предусмотрен регулируемый упорный подшипник, выполненный в виде крена с подпятником («игла»). Практически такое устройство обеспечивает малый момент трения порядка Мх^ *5-10-3Н-м.
Съем показаний угла крена у = f(t) модели осуществляется датчиком, встроенным в подшипниковый узел и выполненным в виде кругового реохорда.
Кроме датчика угла крена y(t), в системе измерения предусмотрено использование датчиков угловой скорости 6 - y(t) и углового уско-
рения 7 - 'y(t) для получения более полной информации о текущих значениях параметров движения модели и действующих нагрузок: Mx(t) = Jxy(t). Сигналы с датчиков поступают на входы согласующих усилителей 8, 9, 10 и далее на измерительно-вычислительный комплекс (ИВК) и контрольную аппаратуру — фильтры 12 и осциллограф 11. Параметры потока vx и д определяются по показаниям датчика 13 полного давления (р0) в форкамере аэродинамической трубы.
Испытания проводились при различных начальных углах крена: в одном случае модель по углу крена не фиксировалась, в другом — арретировалась на заданном угле «сброса» /нам при установочном угле атаки а0, и после выхода аэродинамической трубы на режим VK = const модель освобождалась с помощью механизма сброса.
Обработка первичных экспериментальных данных проводилась с помощью специально разработанных программ с использованием цифровой фильтрации на основе фильтра Батгерворта*. Для проведения качественного анализа и выяснения физики возникновения предельного цикла автоколебаний с большой амплитудой, когда автоколебания искусственно возбуждаются начальным отклонением крыла на угол ушч >12°, определялись зависимости коэффициента момента крена тх от значений у и у при а0 = 30 - 34°.
Для этого экспериментальные зависимости y(t) были дважды продифференцированы, и коэффициент момента крена определялся по соотношению
где Jх — момент инерции модели относительно продольной оси Ох, S — площадь крыла, / — размах, q — скоростной напор.
Полученные зависимости тх(у,у) отражают характер изменения момента крена при изменении угла скольжения и угловой скорости
(0Х = у.
Результаты экспериментальных исследований. В качестве объекта исследований была выбрана модель треугольного крыла с углом стреловидности Хпк ~ 75° (Я = 1,15). Крыло скомпоновано из симметричного профиля NACA - 0005; относительная толщина с = 0,05 постоянна по всему размаху. Исследован диапазон углов атаки а = 0-60°.
Число Рейнольдса при испытаниях составляло
Re = = 2,36 • 106,
* См.: Г у т 11 и к о в B.C. Фильтрация измерительных сигналов//Л.:
Энергоатомиздат.— 1990.
где Уж = 40 м/с — скорость невозмущенного потока; ЬА = 0,853 м — средняя аэродинамическая хорда; у= 1,45 • 10~5 м2/с — коэффициент кинематической вязкости.
Как показывают результаты систематических экспериментальных исследований, автоколебания крыла по крену возникают относительно некоторого балансировочного угла крена у(МХу = 0), в окрестности
которого наблюдается потеря демпфирования (т“х + тНт а) > 0 при
наличии некоторого запаса поперечной статической устойчивости < 0.
В тех случаях, когда на больших углах атаки отсутствует режим потери демпфирования в окрестности балансировочного угла крена, например в окрестности у = 0, устойчивые колебания по крену не наблюдаются.
Как известно, треугольные крылья С углом стреловидности Хп к < 80° обладают в окрестности малых углов крена у « 0 определенным запасом демпфирования в широком диапазоне установочных углов атаки
(а0 =0-60°; т“х + т а < 0). Это относится и к треугольному крылу
С углом стреловидности Хп.к = 75°. Однако этому крылу свойственны некоторые особенности, например возникновение на углах атаки а0 = 52 - 58° нестационарной нерегулярной структуры обтекания, а вследствие этого — возбуждение колебаний аэродинамических нагрузок на крыле при этих углах атаки в стационарных условиях.
Некоторые примеры исследований самопроизвольных колебаний по крену без начальных возмущений (унач » 0) приведены на рис. 2, 3 в виде зависимостей у(/)• Как показывает анализ этих результатов, регулярных самопроизвольных колебаний в окрестности малых балансировочных углов крена не наблюдается во всем исследованном диапазоне а0 =10-60° независимо от направления изменения установочного угла атаки, что можно объяснить наличием поперечного демпфирования (т£х + т^т а) < 0 при у я 0(/?«0).
Отметим, что возникновение нерегулярных колебаний по крену с малой амплитудой на больших углах атаки а0 = 52 - 58° (см. рис. 3) вызвано, как указывалось выше, случайными возмущающими воздействиями момента крена Атх(1) на модель.
Результаты исследований самопроизвольных колебаний по крену крыла при различных начальных возмущениях (утч ф 0) приведены на рис. 4. Как видно из приведенных переходных процессов, квазигармо-нические колебания по крену с большой амплитудой ву = 15 -17° возникают на углах атаки а0 = 30 - 34°, при которых происходит разрушение вихря в окрестности задней кромки крыла при стационарных условиях. При других установочных углах атаки возбудить автоколебания
1*1
У
Г
о
-3’
-Ю’
г-0 -Г
-№
5'-
0 1и
-г-
Ь,с
««г--»*
&ЧСТ~32
■Л ________________I._______________I 1_______________I ,
г,с
Рис. 2. Зависимости у(0 при установочных углах атаки
ауст = 10,30,32,34°(гнач * °)
У
20°
О -20° -40°
7/7°
40°
-20°
мллллллл/\лл&
1ААЛАЛАДДДЛ.
Рис. 5. Зависимости (у) для отдельных периодов колебаний
не удалось. Возникновение предельного цикла с амплитудой вг = 15 -17° на углах атаки ад = 30 - 34° наблюдается при различных начальных возмущениях утч = 12 - 35° (см. рис. 4) независимо от направления изменения установочного угла атаки. Необходимо отметить, что обтекание модели в этом случае носит нестационарный характер, который усугубляется колебаниями по углу крена после их искусственного возбуждения (хнач * 0).
На рис. 5 приведены зависимости коэффициента момента крена от текущего угла крена для отдельных, периодов колебаний при раскачке модели.
Там же для сопоставления приведена квазистатическая зависимость тх^ (у) при угле атаки а «32°, полученная при непрерывном движении модели по ушу крена с малой угловой скоростью у = 4 град/с.
Как видно из приведенных результатов, колебания с большой
амплитудой ву > 10° оказывают заметное влияние на аэродинамические характеристики крыла. Так, например, в динамике происходит заметное возрастание восстанавливающего момента крена на углах
|^| > 10° . Кроме того, при |/| < 8° наблюдается антидемпфирование + т^та) > 0, что и является источником возникновения предельного цикла с амплитудой колебаний 0г*15-17°.
Рукопись поступила 2/Х 1991г.
