Некоторые типы отрывного обтекания разрезных крыльев Текст научной статьи по специальности «Механика и машиностроение»

________УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ Ц А Г И

Том VIII 1977

№ 2

УДК 629.7.013.3

НЕКОТОРЫЕ ТИПЫ ОТРЫВНОГО ОБТЕКАНИЯ РАЗРЕЗНЫХ КРЫЛЬЕВ

А. В. Петров

Приведены результаты исследований несущих свойств и спектров обтекания разрезного крыла в широком диапазоне изменения угла атаки ах— 10-;-40° и максимальной относительной кривизны /тах ~ = 0,1-5-0,35. Визуально обнаружено существование области возвратного течения, отсоединенного от поверхности разрезного крыла слоем безотрывного течения. Исследована зависимость конфигурации области отсоединенного отрыва от угла атаки, угла отклонения щелевого закрылка, относительной кривизны крыла и числа Ие. Установлена связь особенностей изменения несущих свойств разрезного крыла с развитием области отсоединенного отрыва.

Одним из основных способов улучшения несущих свойств крыла является увеличение его относительной кривизны. В условиях реального вязкого обтекания возможности получения большой подъемной силы путем увеличения кривизны или угла атаки ограничиваются возникновением отрыва пограничного слоя с поверхности крыла.

Существенное улучшение обтекания сильно искривленного крыла, установленного под большим углом атаки, может быть достигнуто, как известно, благодаря использованию щелевой механизации или различных систем управления пограничным слоем. Щели на хвостовой части крыла в области наибольших градиентов давления позволяют улучшить обтекание крыла при большой кривизне профиля, а на носовой части крыла — при больших углах атаки.

Теоретические и экспериментальные исследования разрезных крыльев позволили установить основные особенности влияния щелей на обтекание крыла и его элементов [1] и разработать приближенные методы проектирования крыльев такого типа [2].

Обтекание разрезного крыла имеет сложный характер, который определяется наличием и взаимодействием пристенных струй, пограничных слоев и следов за элементами. При этом могут возникать особенности течения, не имеющие места при обтекании обычных нещелевых крыльев.

Особенности обтекания разрезных крыльев в широком диапазоне изменения относительной кривизны (/тах~0,1 -4-0,35)* и углов атаки (от —10 до +40°) были исследованы в аэродинамической трубе ЦАГИ на модели прямоугольного крыла с эллиптическими концевыми шайбами (фиг. 1). Наряду с измерениями коэффициента подъемной силы и распределения давления по элементам разрезного крыла проведены также визуальные исследования спектров

течения на поверхности крыла и в пространстве. Для получения пространственного спектра обтекания на всех элементах крыла в его косом сечении Б—Б были установлены профилированные стержни эллиптического сечения с наклеенными на них шелковинками. Механизация крыла состояла из двухщелевого отклоняемого носка и двухщелевого закрылка с относительной шириной щелей к = 1%, близкой, как было установлено в предварительных испытаниях, к оптимальному значению.

Опыты показали, что увеличение относительной кривизны крыла путем отклонения двухщелевого закрылка позволяет значительно увеличить коэффициент подъемной силы при умеренных углах отклонения закрылка (831<;250, /тах^0,18) по сравнению с нещелевым крылом (соответственно кривые 3 и 1 на фиг. 1). При этом экспериментальные значения коэффициента оказываются близкими к расчетным, полученным без учета вязкости по теории идеальной жидкости [3]. В этом случае обтекание щелевого крыла имеет практически безотрывный характер в широком диапазоне углов атаки, о чем свидетельствуют поверхностные спектры обтекания, полученные методом шелковинок (фиг. 2, а).

При увеличении кривизны щелевого профиля свыше /тах~0,18 расхождение между экспериментальной и теоретической зависимо-

* Величина /щах профиля разрезного крыла определялась как максимальная относительная кривизна профиля с непрерывным контуром, огибающим элементы разрезного крыла.

2—Ученые записки № 2

17

Обозначение фигуры 8з а

а 10° 30°

б 25° 30°

в 25е 403

Фиг. 2

стями су(/тах) возрастает. При определенных значениях угла отклонения закрылка (й31 = 30°) экспериментальная величина коэффициента су достигает максимального значения и затем резко уменьшается. При исследованиях спектров обтекания крыла было обнаружено, что уменьшение приращения подъемной силы при увеличении угла отклонения закрылка связано с появлением в потоке над закрылком области возвратного течения, расположенной на некотором расстоянии от поверхности крыла, соизмеримом с толщиной струи воздуха, проходящего через щели на закрылке. При этом сохраняется безотрывное течение непосредственно на поверхности крыла и закрылка (фиг. 2, б). С увеличением угла отклонения закрылка и угла атаки область возвратного течения, называемая нами отсоединенным отрывом, расширяется.

При больших углах отклонения закрылка (331>30°, /шах > 0,2) появляются местные отрывы непосредственно на поверхности закрылка, приводящие к уменьшению коэффициента су (см. кривую 3 на фиг. 1). Эти местные отрывы на поверхности закрылка ликвидируются с увеличением угла атаки вследствие повышения интенсивности струй воздуха, проходящего через щели. Однако при этом сохраняется область отсоединенного отрыва над поверхностью закрылка, которая играет определяющую роль в изменении подъемной силы крыла.

Достигаемая изменением кривизны максимальная величина коэффициента су щелевого профиля, так же как и сплошного, зависит от закона изменения кривизны по хорде. Так, при сравнительно плавном изменении контура верхней поверхности профиля в результате последовательного отклонения звеньев двухщелевого закрылка максимальное значение коэффициента подъемной силы при а = 10°, равное су = 2,6 достигается при 71пах = 0,26 (кривая 4 на фиг. 1), в то время как при более резком изменении контура вследствие отклонения двухщелевого закрылка как одного целого максимальное значение су — 2,Ш достигается при /тах = 0,19 (кривая 3 на фиг. 1). Это различие обусловлено значительными градиентами давления, приводящими к более раннему возникновению возвратного течения в потоке или на поверхности закрылка в случае отклонения двухщелевого закрылка как целого, и более узкой зоной отсоединенного отрыва, локализованной вблизи хвостовой части крыла при последовательном отклонении элементов закрылка.

Сравнение экспериментальной зависимости коэффициента подъемной силы крыла от угла атаки с расчетной показывает, что теоретические значения су являются близкими к экспериментальным для щелевого профиля с максимальной относительной кривизной /тах = 0,1 в широком диапазоне углов атаки и заметно отличаются от значений су для профиля с кривизной /тах = 0,25 (фиг. 3). Особенно существенным оказывается расхождение величин коэффициентов су и производных с* в области отрицательных и больших положительных углов атаки (а >-30°), близких к их критическим значениям.

Исследование спектров обтекания и распределения давления по элементам крыла позволило установить причины существенного изменения подъемной силы механизированного крыла по углу атаки

и расхождения с ее теоретическими значениями. Вследствие большой кривизны профиля при отрицательных и малых положительных углах атаки возникает отрыв потока с нижней поверхности носка крыла (см. фиг. 3, а). При этом вследствие неполного восстановления давления на нижней поверхности крыла недостаточно эффективными оказываются щели на хвостовой части профиля, что приводит к отрыву потока на закрылке. Ликвидации отрыва на носке крыла при увеличении угла атаки соответствует резкое повышение коэффициента су (см. фиг. 3).

СУ

/,

• Л)

у / у/тах = 0,25 У

' ’ 2 / * / / у У / /

; / / У. У / г)

/ У* у^> / V \ ЧтазТО,!

у* у у <

а\. .... 1 У У У расчет •—о эксперимент

) J

- ю

10“

20°

30е

сс

Фиг. 3

-При увеличении угла атаки в диапазоне от нуля до30° обтекание крыла улучшается и становится практически безотрывным при сравнительно малой кривизне профиля (83 = 0н-10°, /тах = 0,1 -=-0,15,. см. фиг. 2, а).

При достаточно больших значениях максимальной относительной кривизны /тах >-0,2 расхождение между расчетной и экспериментальной зависимостями су(а) обусловлено как отрывом пограничного слоя с поверхности закрылка, который образуется при малых и умеренных значениях угла атаки вследствие недостаточной эффективности щелей (см. фиг. 3, б), так и наличием отсоединенного отрыва, который сохраняется при больших углах атаки (см. фиг. 3, в).

Развитие области отсоединенного отрыва находит свое отражение в распределении давления но элементам разрезного крыла. При угле атаки а — 30° крыла с относительной кривизной /тах = 0,25-экспериментальные и теоретические величины коэффициента давления р удовлетворительно согласуются на первых двух элементах крыла и существенно расходятся на последних элементах, несмотря на качественное сходство формы эпюр распределения давления по

этим элементам (фиг, 4). Это свидетельствует о том, что область отсоединенного отрыва располагается вблизи хвостовых элементов профиля и приводит к существенному уменьшению аэродинамической нагрузки на них по сравнению с расчетной. При увеличении угла атаки происходит уменьшение аэродинамической нагрузки на всех основных элементах профиля (элементы III, IV и V) при сохранении безотрывного характера эпюр р (х) на этих элементах. Это обстоятельство, связанное с расширением области отсоединенного отрыва, приводит к уменьшению коэффициента су при углах

атаки а >30° и существенному отклонению зависимости су(а) от теоретической (см. фиг. 3). При угле атаки а^г39° отрыв потока от носка крыла приводит к резкому уменьшению аэродинамической нагрузки на всех элементах профиля и соответствующему падению величины су. При этом область отсоединенного отрыва размыкается и резко расширяется (см. фиг. 2, в, 3, г). Максимальное значение коэффициента подъемной силы соответствует режиму течения,

непосредственно предшествующему возникновению отрыва потока с носка крыла.

Таким образом, возможности получения больших значений коэффициента подъемной силы путем изменения кривизны и угла атаки ограничиваются на щелевом профиле возникновением области отсоединенного отрыва, которая оказывает существенное влияние на аэродинамические характеристики разрезного крыла большой

ЕЗ &

Фиг. 5

кривизны, несмотря на сохранение безотрывного течения непосредственно на поверхности крыла. Этим обусловлено уменьшение приращения подъемной силы при больших углах отклонения закрылка и больших углах атаки, также отклонение значений су от расчетных, полученных по методу идеальной жидкости.

Область возвратного течения, возникающая при сравнительно малых углах атаки и отклонения закрылка, является достаточно

стабильной. Конфигурация этой области, как показали опыты, сравнительно слабо изменяется при увеличении угла атаки в диапазоне а = 0-^35° и практически не зависит от скорости потока в аэродинамической трубе при ее изменении от 25 до 45 м/с или соответственно числа Ие от 0,86-106 до 1,55-106. Однако при уменьшении скорости потока в трубе до 10 м/с (Ие = 0,344-10®) вследствие более раннего отрыва потока от передней кромки крыла, область отсоединенного отрыва резко расширяется при а ^30°, в то время как при К» = 25 м/с это явление наступает лишь при

Возникновение в потоке областей возвратного течения, отделенных от поверхности крыла слоем безотрывного течения, является особенностью многослойных течений, состоящих из областей потенциального течения, пограничных слоев на обтекаемых поверхностях и вязких следов за элементами разрезного крыла. При обтекании крыла со щелевым закрылком отрыв может зарождаться в точках А или Б потока (фиг. 5, а). В соответствии с этим может быть два типа течения: с отрывом пограничного слоя от поверхности закрылка или с зоной возвратного течения над поверхностью крыла (отсоединенный отрыв). Течение первого типа может быть при больших углах отклонения закрылка и в случаях, когда пограничные слои на стенках щели сливаются в один толстый пограничный слой, который не в состоянии преодолеть без отрыва значительные градиенты давления (см. фиг. 5, а). Второй тип течения может возникать, когда пограничные слои на элементах крыла сравнительно тонки и следы разделены слоем потенциального течения. В этом случае при достаточно больших градиентах давления возвратные течения могут возникать в следах (фиг. 5, б). Эти типы течения могут переходить из одного в другое в зависимости от угла отклонения закрылка и утла атаки.

Возможность возникновения возвратного течения в градиентном потоке можно показать с помощью уравнения Бернулли [1]. Если в невязком потоке в сечении / имеется область пониженных скоростей «, </^(фиг. о,б), где V, — местная скорость потока, то при наличии градиента давления в сечении II профиль скоростей будет характеризоваться, согласно уравнению Бернулли, отношением минимальной скорости «2 к скорости потока V.,, определяемым выражением

Отсюда следует, что если выполняется условие (и,/< 1, то при учеличении давления величина (и,/ может обратиться в нуль прежде, чем коэффициент давления примет значение р= 1. Это означает, что степень дефекта скоростей увеличивается при возрастании давления и в основном потоке может возникнуть возвратное течение. Вязкость, с другой стороны, стремится ослабить это явление. При отсутствии градиента давления след непрерывно „размывается11. При большом градиенте давления дефект скоростей в следе может быть достаточно

а ^40°.

где р = ~т——----коэффициент давления.

глубоким. Соотношением величин градиентов давления и вязкости определяется вид течения при обтекании разрезного крыла.

Некоторые возможные типы течения показаны на фиг. 5. Анализ результатов измерений профилей скоростей на поверхности разрезных крыльев показывает, что в зависимости от градиента давления минимальная скорость в следе может изменять свою величину и направление, вследствие чего в потоке могут возникать, исчезать и появляться вновь области возвратного течения. Общий вид течения, с двумя областями отсоединенного отрыва 6', и Б,, полученный на основе анализа результатов измерений профиля скоростей на разрезном крыле [4] и визуальных исследований, показан на фиг. 5, г.

Наличие зон отрыва вне поверхности крыла может быть связано не только с развитием и разрушением следа за элементами механизации. Течение такого типа может существовать и при возникновении отрыва потока от поверхности сильно искривленного профиля (фиг. 5, в). В этом случае область сильно развитого отрыва может быть отделена от поверхности крыла сравнительно узким слоем безотрывного течения, образованным струями воздуха, проходящими через щели разрезного крыла. При наличии такого типа течения, например при отрыве потока от носка крыла на закритических углах атаки, резко уменьшаются значения су, несмотря на сохранение безотрывного течения на большей части поверхности крыла (см. фиг. 2, в и 3, г).

Отмеченные выше особенности обтекания могут быть и при использовании систем управления пограничным слоем (УПС) путем выдувания тонкой струи воздуха на верхнюю поверхность крыла или отклоненных закрылков.

Расчеты пристенных турбулентных струй в спутном градиентном потоке с учетом наличия начальных пограничных слоев на стенках щелей для выдувания [5] показали, что при определенном градиенте давления в потоке может возникнуть возвратное течение, причем началу этого режима соответствует обращение в нуль минимальной скорости ит|П = 0 в потоке, а не величины коэффициента трения на поверхности крыла. Это свидетельствует о том, что при расчетном определении импульса струи, потребного для ликвидации отрыва и обеспечения потенциального обтекания крыла при больших значениях его относительной кривизны и угла атаки, необходимо выполнение не только условий отсутствия отрыва

пограничного слоя на поверхности крыла, т. е. (^~) 0 ^ 0 и

-.0 = [д._оФ0, но и условий 4^0 и V ХЧ= 0 во внешней

области течения.

Отмеченные выше особенности течения, связанные с появлением отсоединенного отрыва, могут привести к уменьшению подъемной силы крыла с системой УПС. Например, известны случаи уменьшения эффективности системы УПС и щелевых закрылков в условиях, когда визуальные исследования свидетельствуют о безотрывном характере течения на поверхности закрылков [6]. Такого рода возвратные течения могут быть при обтекании движущейся в направлении потока стенки [7] или в случае цилиндра с искусственно создаваемой циркуляцией путем вращения или выдувания струи на его поверхность и вообще при наличии следов, развивающихся в епутных диффузорных потоках.

Это обстоятельство необходимо учитывать при проектировании и экспериментальных исследованиях высоконесущих крыльев большой кривизны как со щелевой механизацией, так и с системами УПС, когда взаимодействуют набегающий поток и тонкие пристенные высоконапорные струи, обтекающие сильно искривленную поверхность.

Для учета влияния отмеченных особенностей обтекания крыльев большой кривизны на их несущие свойства необходимо разрабатывать методы расчета, учитывающие наличие пристенных струй, пограничных слоев на элементах щелевого профиля, вязких следов и их взаимодействие с набегающим потоком при наличии больших градиентов давления.

ЛИТЕРАТУРА

1. Smith А, М. О. High-lift aerodynamics. AIAA Paper, N 74-939.

2. Серебрийский Я. М., Степанов Ю. Г. Приближенный метод оценки оптимального положения механизации на профиле. «Ученые записки ЦАГИ“, т. 1, № 5, 1970.

3. Пав ловец Г. А. Метод расчета обтекания идеальной несжимаемой жидкостью крылового профиля произвольной формы с механизацией. Технические отчеты ЦАГИ, вып. 349, 1969.

4. Omura М,, Т а п i о k а Т. Flow field analysis for two-dimensional multi-component airfoils in viscous flow, J. of the Japan soc. Aeronaut, and space Sc., 1972, N 226.

5. Гиневский А. С., Колесников А. В., Подол fa-ный И. H. Расчет пристенных турбулентных струй в спутном потоке. Труды ЦАГИ, вып. 1567, 1974.

6. С о г n i s h J. J. Some aerodynamic and operational problems of STOL aircraft with boundary-layer control. J. of Aircraft, vol. 2, N 2, 1965.

7. Ч ж e н П. Отрывные течения. М., „Мир”, т. 1, 1972.

Рукопись поступила 17,IV 1976 г.