CC BY
69
УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ Ц АГ И
Т о м XX 19 89 Мб
УДК 629.735.33.015.3.025.33
629.735.33.015.3 : 533.695.7
НЕКОТОРЫЕ ВОЗМОЖНОСТИ МЕТОДА ВИХРЕВОГО СЛОЯ ДЛЯ РАСЧЕТА АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК МЕХАНИЗИРОВАННОГО ПРОФИЛЯ ПРИ НАЛИЧИИ ДОПОЛНИТЕЛЬНОГО ОБДУВА СТРУЕЙ ДВИГАТЕЛЯ
Н. Б. Воронцова
Рассматривается задача взаимодействия механизированного профиля и струи двигателя. Подвод энергии моделируется скачкообразным изменением полного и статического давлений в «активном» сечении. Приведены примеры расчета различных конфигураций. На основе результатов расчета характеристик пограничного слоя определено оптимальное положение предкрылка и изменение критического угла атаки профиля с механизированной передней кромкой при наличии дополнительного обдува струей.
Одной из основных аэродинамических проблем, связанных с применением ТРД и ТВВД на пассажирских и транспортных самолетах,, является разработка механизации крыла, имеющей наибольшую эффективность в условиях интенсивного обдува струями на режимах взлета и посадки. Данные вопросы интерференции струи и планера самолета остаются слабо изученными. В частности, практически отсутствуют работы о влиянии обдува струей двигателя на эффективность механизации передней кромки крыла. Экспериментальные исследования данных задач сложны, трудоемки, дороги. Поэтому проведение предварительных теоретических исследований представляет большой практический интерес.
Теоретических работ по исследованию влияния струй двигателей на аэродинамику самолета заметно меньше, чем экспериментальных. Связано это с большой сложностью рассматриваемых задач, которые в точной постановке включают такие вопросы как влияние формы тела, сжимаемость среды, вязкость, турбулентное смешение на границах потоков с различной энергией, эффект эжекции. Как и в задачах обтекания тел невозмущенным потоком, основные сведения о взаимодействии потока с телом при наличии обдува струей можно получить, опираясь на схему невязкой, несжимаемой жидкости [1—6]. Расчет влияния струй на аэродинамику самолета, даже в рамках невязкой жидкости (отметим, что использование энергетических систем увеличения подъемной силы приводит к устранению или ослаблению отрыва и тем самым, при-
і
ближает обтекание к идеальному) является сложной задачей, так как связан с необходимостью удовлетворения граничных условий на неизвестной заранее границе раздела двух потоков с различной энергией. В большинстве известных теоретических работ, посвященных решению задачи обдува профиля крыла (крыла) струей двигателя, предполагается схематическая замена механизированного профиля крыла и гондолы двигателя системой тонких пластин (тонких несущих поверхностей) [2—5]. Эти методы не дают возможности точно рассчитать распределение местных давлений и суммарные силы для системы профилей заданной формы в соответствующих сечениях крыла с выпущенной механизацией при наличии обдува струями двигателей.
В данной статье рассматривается случай реальных профилей. Показано влияние формы профиля и элементов механизации на распределенные и суммарные аэродинамические характеристики при наличии дополнительного обдува струей.
Отметим, что реальная картина взаимодействия струи с крылом и набегающим потоком, как правило, существенно трехмерна. В то же время решение плоской задачи, существенно более простой, является необходимым элементом для анализа обтекания сечения крыла и, в частности, для выявления зависящих от формы этого сечения изменений в обтекании, вызванных обдувом струей. В некоторых случаях при обтекании сечений крыла струей, форма которой приближается к плоской, может быть использована гипотеза плоских сечений и расчеты влияния струи могут носить не только качественный, но и количественный характер. Например, при установке «пакета» двигателей на поверхности крыла, конфигурации с плоскими соплами и т. д., где в основе физической картины обтекания всего крыла или части крыла лежит двумерное течение.
Рассматриваемый в данной работе метод позволяет исследовать следующие конфигурации: обдув струей от двигателя верхней поверхности профиля и закрылков; нижней поверхности профиля и щелевого закрылка; системы поворота вектора тяги плоских сопл; обдув механизированного профиля струей, которая близка к струе от соосных воздушных винтов (не создающих закрутку потока).
Остановимся кратко на методе расчета. Математическая модель рассматриваемых случаев представляет собой плоское, невязкое, несжи-
маемое течение при наличии в потоке механизированного профиля и струи идеальной несжимаемой жидкости с полным давлением, отличным от полного давления во внешнем потоке. Эффект эжекции струи не учитывается. При этом предполагается наличие «активного сечения», где скачком меняется полное и статическое давление. Активное сечение расположено либо внутри сопла двигателя (обычно на срезе сопла), моделируемого совокупностью профилей (см. рис. 1, а, б, в), либо в условном месте расположения винта (рис. 1,г) (в данном случае активное сечение является плоским аналогом активного диска Фру-да [8]).
Течение в двух областях О и описывается уравнением Лапласа
Д 9 = 0 ; Д сру = 0 (1)
при выполнении краевых условий:
а) на бесконечности
у|?и=±ос
УсР;-и=+оо
б) непротекание на контурах профилей
срл = 0 ; (3)
в) непротекания на неизвестных границах струи
9 "1^-2
г) равенства статических давлений на границах струи
Р = РГ (5)
В активном сечении предполагается равенство расходов втекающего внешнего потока и вытекающей струи. Для течений с однородной плотностью (р = рз) это условие будет выполняться, если Aq)/Nв=Aq)j/Nв■ На границах струи и контурах профиля размещаются особенности (вихри), интенсивность которых определяется граничными условиями задачи. Для расчета интенсивности дискретных вихрей на профилях используется комбинированный метод расчета [11], представляющий собой совокупность метода конформных отображений (последовательное отображение каждого профиля на контур, близкий к окружности) и метода распределенных особенностей. Численное решение соответствующих систем уравнений производится путем итераций.
Форма границ струи выстраивается методом последовательных приближений в ходе итерационного процесса. В качестве обобщенного энергетического параметра подобия используется коэффициент тяги системы. (Тяга системы равна разности импульса в струе за двигателем и перед двигателем, взятые в бесконечно удаленных точках.) Проведенные в ЦАГИ экспериментальные исследования подтвердили, что для представления аэродинамических сил в системе крыло + двигатель коэффициент тяги может использоваться в качестве критерия подобия независимо от величин скорости истечения струи или скорости набегающего потока.
На основе изложенного метода разработана программа расчета, позволяющая определить суммарные и распределенные аэродинамиче-
(4)
К.; ( --V,со; |
(2)
з
ские характеристики, рассчитать положение границ струи, поле скоростей. На основе упомянутой выше программы разработана комплексная программа расчета, объединяющая автономные программы расчета обтекания невязкой несжимаемой жидкостью механизированного профиля конечной толщины с обдувом струей от двигателя и расчета характеристик пограничного слоя, которая использует результаты расчета (распределение давления) предыдущей программы.
Характеристики пограничного слоя определяются аналогично тому, как это делается в работе [10], где предполагается, что точка перехода ламинарного пограничного слоя определяется без учета влияния степени турбулентности. Отрыв пограничного слоя наступает либо в области неустойчивости ламинарного слоя, либо в области турбулентного слоя, по достижению формпараметром пограничного слоя значения Я = 3,5. Расчет характеристик пограничного слоя основного профиля проводится без учета возможного взаимодействия следа, сходящего с предкрылка, с пограничным слоем основного профиля. Следует отметить, что в расчетах предполагалось, что значение критического угла атаки профиля реализуется при достижении точки отрыва пограничного слоя середины хорды профиля.
Методические исследования по сходимости рассматриваемого метода расчета к известному частному решению для струйного закрылка (случай бесконечнотонких профилей) представлены в работе [6]. В ходе расчетов проводилось сравнение с экспериментальными данными. В исследовательском центре им. Льюиса (Lewis Reseach Center [7]) было испытано полукрыло с восемью близко расположенными двигателями на нижней поверхности крыла. В расчете профиль с двухщелевым закрылком заменялся его бесщелевым аналогом. Активное сечение, где подвод энергии моделировался скачкообразным изменением полного и статических давлений, располагалось на срезе сопла. Само сопло с центральным телом моделировалось системой профилей заданной фирмы. В расчете коэффициент подъемной силы системы (механизированный профиль в присутствии профилей, имитирующих сопло) при отсутствии обдува струями двигателей (коэффициент тяги двигателя равен нулю) был пересчитан на удлинение 1=5 на основе метода вихревой нити (коэффициент тяги двигателя в расчете определяется как cT = cj•—2-cq,
ГДв Cj = 2 • hcojCjao, <Joo == QcojQjca, <Joo = p V^ooi pl^/ooi С q ==
= h<x/Vq!)o, /j00 = -^- — толщина струи из бесконечности вниз по
потоку). Пересчет же прироста коэффициента подъемной силы системы за счет обдувки при ст=3 на конечное удлинение производился согласно формуле, приведенной в работе (9):
д^а= (УЦ •(/(/;) —/(/")),
\cyl = ^Jcr=0
где первый множитель учитывает конечность размаха крыла, а последний — протяженность обдувки по размаху. Последний множитель получен на основе расчета распределения циркуляции по размаху крыла с закрылками, отклоненными на часть размаха. Функция представляет собой отношение приращения подъемной силы при отклонении закрылков на части размаха крыла к приращению подъемной силы при отклонении закрылков по всему размаху. Формула широко используется при
Л= °« |
расчет о зхсперимент
Рис. 2
подсчете аэродинамических характеристик систем со струйным зыкрыл-ком и, как показывает опыт, обеспечивает хорошее согласование с экспериментальными данными. На рис. 2 представлены результаты расчетов и экспериментальные данные. Видно хорошее согласование результатов.
На рис. 3 показано изменение подъемной силы, а также распределение давления по профилям механизированного профиля с двухщелевым закрылком с увеличением интенсивности обдува струей, близкой к струе от ТВД с соосными воздушными винтами. При этом высота струи в активном сечении составила £)Ъ=ПЬ/Ь= 1,0, а удаление активного сечения от носка профиля Сь = Ьь/Ь = 0,25.
Для оценки оптимального положения механизации на профиле в условиях обдува струей, используется приближенный метод, изложенный в работе [12]. Согласно данной методике, предполагалось, что оптимальным положением предкрылка является такое его положение, при котором отрыв на основной части профиля и предкрылке наступает одновременно, т. е. на каждом элементе рассматриваемого двухсвязного контура одновременно достигается максимальное значение коэффициента подъемной силы. Если таких комбинаций будет несколько, то за наилучшую принималась та, которая обеспечивает наибольшее приращение критического угла атаки по сравнению с исходным профилем, т. е. профилем с прижатым предкрылком. При оценке эффективности
-27-42 , хТ =0,25
Рис. 3
б)-------ст=0; -------ст=0,5; —•—ст=5,0
Рис. 4
предкрылка (с относительной хордой Ьщ, = Ьпр/Ь = 0,15) суперкритическо-го профиля (с относительной толщиной 9%) при наличии обдува расчеты проводились при 1/„о = 40 м/с, Моо = 0,117, Не = 1,Ы0в, /Зй=1,0, /-г, = 0,25, ст = 0,5-г-5,0 и соответствующих значениях <7со=0,3-^0,7, Ие/ ос = Яесо/У^Яоо, углах отклонения предкрылка 8пр = — 30°, — 40°,— —45°, —50°, —55°. Расчеты показали, что значения оптимальных углов отклонения предкрылка близки при обдуве струей и в случае отсутствия обдува и равны для рассматриваемой конфигурации &пР —8*Р-------------47°, §„р —43° (рис. 4, б). С увеличением ин-
ст=0 £т=0,5 ст—5
тенсивности обдува струей (ст = 0-4-5,0) прирост подъемной силы профиля за счет отклонения предкрылка на оптимальные углы практически не меняется и составляет для рассматриваемой конфигурации Дсу а ~ 2,6, а приращение критического угла атаки Дакр падает (рис. 4, в).
К одним из видов систем улучшения взлетно-посадочных и маневренных характеристик самолетов различного назначения относятся системы отклонения вектора тяги маршевых двигателей самолета при выдуве реактивных струй из плоских сопл, расположенных на верхней поверхности крыла или в хвостовой части фюзеляжа. Системы отклонения вектора тяги обеспечивают непосредственное увеличение подъемной силы за счет реактивной составляющей вектора тяги двигателя и за счет так называемой суперциркуляции, т. е. увеличения аэродинамической нагрузки на поверхности самолета, вызванного отклонением струи. В расчете для исследования данного вопроса рассматривалась конфигурация, представляющая собой два профиля равной длины (биплан), имитирующие мотогондолу с плоским соплом, в сочетании с профилем, имитирующим руль сопла, предназначенный для отклонения струи. Центральный руль состоит из цилиндрической головной части и поворотного клиновидного хвостика. Угол отклонения руля определяется по углу отклонения средней линии клиновидного хвостика и изменяется в диапазоне 6с = 0ч-30°. На рис. 5 представлены результаты расчетов подъемной силы конфигурации (биплан в сочетании с профилем-рулем), распределения давления, положение точки отрыва потока
С
на поворотном руле. Видно, что отклонение вектора тяги плоского сопла обеспечивает существенное увеличение несущих свойств рассматриваемой конфигурации. Увеличение коэффициента тяги приводит к восстановлению безотрывного обтекания отклоняемого руля (хотр = 0,67 при <7Т = 0, а =15°, 8С = 30°, лГотр = 0,91 при ст=1,0). Положение точки отрыва пограничного слоя вычислялось при \Лю = 67 м/с, Мсо = 0,2, Re,» = 4,75- Ю7, ^ = 0,162, М/оо = 0,5, Re/00= 1,18-108.
ЛИТЕРАТУРА
1. Шурыгин В. М. Аэродинамика тел со струями. — М.: Машиностроение, 1977.
2. Schollenberger С. A. Analysis of the interaction of jets and airfoils in two dimensions. — AIAA Paper, N 777, 1972.
3. Schollenberger C. A. A three-dimensional wing-jet interaction analysis insluding jet distortion influence.—AIAA Paper, 1973, N 655.
4. И в а н т e e в а Л.Г., Морозова E. К., Павловец Г. А. Расчет подъемной силы тонкого профиля с закрылком при обдуве струей. — Труды ЦАГИ, 1981, вып. 2097.
5. Б а б к и н В. И., Т е п е р и н а Л. Н. Метод расчета аэродинамической интерференции элементов крыла и двигательной установки со струями. — Ученые записки ЦАГИ, № 4, т. 17, 1986.
6. Воронцова Н. Б., Золотько Е. М. Расчет аэродинамических характеристик профилей с отклоненным закрылком при обдуве струей двигателя. Сборник научных трудов. — М.: ЦНТИ Волна, 1985.
7. Alwer's J. A. Analysis of the effect of engine characteristics of the external aerodynamics of STOL wing propulsion system. — NASA-TM-X-2541, 1972.
8. К о н и н г К. Влияние воздушного винта на части самолета. —
В кн.: Аэродинамика под ред. Дюренг В. Ф. — М.: Оборонгиз, 1940, т. IV.
9. Y о u n g A. D. The aerodynamic characteristics of flaps. — R. & М.,
N 2622, 1953.
10. M c-N a 11 у W. D. Fortran program for calculating compressible laminar and turbulent boundary layers in arbitrary pressure gradients. —
NASA TiND-5681, 1970.
11. Козорезов М. А., Михайлов Ю. С., Серебри й-ский Я. М. Метод расчета потенциального обтекания профиля с механизацией в несжимаемой жидкости. — Ученые записки ЦАГИ, 1977, т. 8,
№ 1.
12. Серебрийский Я. М., Степанов Ю. Г. Приближенный метод оценки оптимального положения механизации на профиле. — Ученые записки ЦАГИ, 1970, т. 1, № 5.
Рукопись поступила 1/IX 1988 г.
