О некоторых особенностях обтекания разрезных крыльев Текст научной статьи по специальности «Механика и машиностроение»

УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ Ц А Г И Том VIII 1977

Мб

УДК 629.7.013.3

О НЕКОТОРЫХ ОСОБЕННОСТЯХ ОБТЕКАНИЯ РАЗРЕЗНЫХ КРЫЛЬЕВ

А. В. Петров

Приведены результаты исследований обтекания разрезного крыла в широких диапазонах изменения максимальной относительной кривизны щелевого профиля (/шах = 0,1 н-0,3), углов атаки (а = 0ч-40°) и чисел Рейнольдса (Ке = 0,5- 10е1,55- 10е).

Выявлены особенности развития вязких следов за элементами разрезного крыла, обнаружено существование локальных областей возвратного течения как на поверхности крыла, так и вне ее (отсоединенный отрыв). Показано изменение конфигурации областей возвратного течения в зависимости от угла атаки, угла отклонения ' двухщелевого закрылка и числа Ие. Установлена связь особенностей изменения несущих свойств разрезного крыла с развитием областей возвратных течений.

Течение вблизи разрезного крыла имеет сложную структуру, которая характеризуется наличием взаимодействующих пограничных слоев на обтекаемых поверхностях и вязких следов, перемежающихся с областями потенциального течения. Вследствие многослойности течения при обтекании разрезного крыла могут возникать особенности, не имеющие места при обтекании нещелевых крыльев. В работе [1] на основании визуальных исследований установлено, что при определенных условиях, зависящих от максимальной относительной кривизны щелевого профиля, угла атаки и числа Рейнольдса, при обтекании разрезного крыла могут возникать возвратные течения как вблизи поверхности крыла, связанные с отрывом пограничного слоя, так и возвратные течения, отделенные от поверхности крыла сравнительно тонким слоем безотрывного течения (отсоединенный отрыв). Наличие того или иного типа отрывного течения оказывает существенное влияние как на суммарные, так и на распределенные аэродинамические характеристики крыла, ограничивая возможности получения высоких значений подъемной силы за счет использования щелевой механизации. Это обстоятельство вызывает необходимость детального изучения особенностей обтекания разрезных крыльев и влияния режимов течения на их несущие свойства.

Целью настоящей работы является исследование структуры течения над верхней поверхностью разрезного крыла и его следа в широких диапазонах изменения максимальной относительной кривизны профиля, углов атаки и чисел Рейнольдса. С этой целью в аэродинамической трубе проведены визуальные исследования картины течения, полученной с помощью шелковинок, и измерения полного давления вблизи верхней поверхности и в следе крыла со щелевой механизацией, выполненной в виде двухзвенного отклоняемого носка (элементы I и II) и закрылка (элементы III к IV) с относительной шириной щелей между элементами, равной 1% хорды крыла (фиг. 1, а), При выбранной ширине

щелей, как было установлено в предварительных испытаниях, обеспечиваются наибольшие значения коэффициента подъемной силы. Исследования проведены на модели прямоугольного крыла с концевыми шайбами эллиптической формы, эффективное удлинение которого составляло величину 5,5 при геометрическом удлинении крыла, равном 3, Изменение относительной кривизны профиля осуществлялось главным образом за счет отклонения закрылка при сравнительно небольшом отклонении носка крыла. При испытаниях максимальная относительная кривизна щелевого профиля, определяемая как максимальная кривизна

В__________Ш

*0

£у

Ч-

3

2

1

к» /

У

■^1

У У,

у у

I

О 10° 20° Ж ос

Ю

Фиг. 1

средней линии эквивалентного сплошного профиля, контур которого охватывает контур щелевого профиля, изменялась от 7шах = 0,1 для исходного профиля с не-отклоненной механизацией до /тах ~ 0,3 при максимальных исследованных углах отклонения закрылка и носка крыла.

Для получения спектров течения на поверхности крыла и вне ее использовались шелковинки, которые были наклеены как на верхней поверхности крыла, так и на профилированных стержнях, установленных по нормали к поверхности в сечении, расположенном примерно посередине полуразмаха крыла. Кроме того, в этом же сечении позади крыла устанавливалась сетка с шелковинками, позволяющая получить картину течения в следе за крылом.

Для измерения полного давления вблизи верхней поверхности и в следе крыла были использованы гребенки с трубками полного напора, установленные в том же сечении, где проводилась визуализация течения. Результаты измерений представлены в виде эпюр изменения коэффициента давления Ро = (Ро—Р<х>)1Чсо, где р0 — полное давление, измеряемое отдельной трубкой гребенки; и — статическое давление и скоростной напор набегающего потока в аэродинамической трубе, соответственно, в зависимости от высоты трубки у над поверхностью крыла.

Испытания проведены в диапазоне углов атаки а = 0-=-40° и скоростях потока в аэродинамической трубе = 15, 25 и 45 м/с, что соответствует числам Ке = 0,52-10е; 0,86-Ю6 и 1,55- 10в, вычисленным по хорде крыла, равной 0,5 м.

Визуальные исследования спектров течения и измерения полного напора вблизи разрезного крыла позволили установить следующие особенности его обтекания. При малых значениях относительной кривизны профиля (^шм = = 0,1 -н0,15) обтекание щелевого крыла является практически безотрывным вплоть до больших углов атаки (а = 25 -н30°). При этом режиме течения экспериментальные величины коэффициента подъемной силы крыла в широком диапазоне углов атаки являются близкими к их расчетным значениям, полученным

а)

ю

Фиг. 2

по методу идеальной жидкости [2] (кривые 1 на фиг. 1, б, где пунктирными линиями обозначены расчетные зависимости су(а).

При достаточно больших значениях углов атаки (а ;> 20 н-30°) или относительной кривизны профиля (/тах>0Л5) в потоке над хвостовой частью крыла возникает область возвратного течения (фиг. 2, а). При этом, однако, сохраняется безотрывное течение непосредственно на поверхности крыла и отклоненного закрылка. Область возвратного течения, отделенная от поверхности крыла сравнительно тонким слоем безотрывного течения, называемая отсоединенным

отрывом, расширяется с увеличением угла отклонения закрылка и угла атаки (фиг. 2, б).

Процесс образования отсоединенного отрыва на крыле с закрылком, отклоненным на большой угол (/тах ~ 0,28), можно проследить по зависимостям

р0(у), представленным на фиг. 3, где заштрихованные области означают области возвратного течения. При малых углах атаки (а = 0-н 10°) на щелевом профиле большой кривизны возникает обычный отрыв потока с поверхности закрылка (область А, фиг. 3, а). При увеличении угла атаки область отрыва, прилегающая к поверхности закрылка, уменьшается. Одновременно с этим вблизи хвостовой части крыла возникает обширная область отсоединенного отрыва, простирающаяся на расстояние 0.75—1,0 хорды позади задней кромки крыла (область Б, фиг. 3, б).

При больших углах атаки (а = 35°) отрыв потока непосредственно на поверхности крыла полностью ликвидируется, однако происходит расширение локальных областей возвратного течения, расположенных в потоке за элементами носка и основной частью крыла, в направлении потока, а начало области отсоединенного отрыва, расположенной вблизи хвостовой части крыла, постепенно перемещается к носку крыла (фиг. 3, в).

При определенных, достаточно больших углах атаки возникает "отрыв потока с носка крыла. При этом происходит расширение области отсоединенного отрыва при сохранении безотрывного течения непосредственно на поверхности разрезного крыла, за исключением поверхности элемента / носка (фиг. 2.

fmaX ; У= ¥5м/с а.= 10°

а)

а. = 30о

б, 3, г). Этот режим течения сопровождаетсятрезким уменьшением коэффициента подъемной силы крыла и соответствует достижению у разрезного крыла закри-тических углов атаки (см. фиг. 1, б).

Величина критического угла атаки, связанного с возникновением отрыва потока с носка крыла и расширением области отсоединенного отрыва, уменьшается с увеличением угла отклонения закрылка и возрастает при увеличении угла отклонения носка крыла и числа Ие. Так, например, если при скорости потока в аэродинамической трубе, соответствующей числу Не=^0,5-106, отрыв потока с носка крыла возникает при а =г 30°, то при Ие = 1,55-10е это явление наступает лишь при а ~ 40°. Размеры и конфигурация области отсоединенного отрыва при докритических углах атаки, как показали визуальные исследования и измерения полного напора, сравнительно слабо изменяются при изменении числа Рейнольдса в диапазоне Ие = (0,8-;-1,5)-10в. Однако при уменьшении числа Ие до 0,5-10е происходит заметное расширение области отсоединенного отрыва (фиг. 4).

Возникновение обычного или отсоединенного отрыва оказывает существенное влияние на несущие свойства разрезного крыла. Наличием обычного отрыва пограничного слоя от поверхности закрылка при малых и умеренных углах атаки и возникновением отсоединенного отрыва при больших углах атаки обусловлено существенное уменьшение коэффициента подъемной силы разрезного крыла с профилем большой относительной кривизны (/шах =0,28) при его реальном обтекании по сравнению с расчетными значениями коэффициента су, полученными по теории идеальной жидкости, (см. кривые 2 на фиг. 1,6).

Возникновение в потоке областей возвратного течения, отделенных от поверхности крыла слоем безотрывного течения, является особенностью много-

слойных течений, состоящих из областей потенциального течения, пограничных слоев на обтекаемых поверхностях и вязких следов за элементами разрезного крыла. Следы, образующиеся за отдельными элементами разрезного крыла, могут либо размываться вследствие влияния вязкости, либо, напротив, терять устойчивость и приводить к возникновению возвратного течения при наличии градиента давления (см. фиг. 3, б, в). Причем в зависимости от величины и изменения градиента давления минимальные скорости в следе могут изменять свою величину и направление, вследствие чего в потоке могут последовательно возникнуть несколько областей возвратного течения.

^тах " ^ Щ, X - 30 °

. Фиг. 4

Наличие зон возвратного течения вне поверхности разрезного крыла может быть связано не только с развитием и разрушением вязких следов за элементами механизации. Течение такого типа может существовать и при возникновении отрыва потока от поверхности щелевого крыла. В этом случае область сильно развитого отрыва, возникшего на одном из элементов разрезного крыла, может быть отделена от остальной поверхности крыла сравнительно тонким слоем безотрывного течения, образованного струями воздуха, проходящего через щели разрезного крыла. При наличии такого типа течения, например, в случае отрыва потока с носка крыла, происходит, как указывалось выше, резкое уменьшение подъемной силы, несмотря на сохранение безотрывного течения на большей части поверхности крыла. Известны случаи уменьшения эффективности щелевых закрылков в условиях, когда наблюдения свидетельствуют о безотрывном характере течения непосредственно на поверхности закрылка [3]. Это обстоятельство необходимо учитывать при проектировании и экспериментальных исследованиях высоконесущих крыльев со щелевой механизацией.

ЛИТЕРАТУРА

1. Петров А. В. Некоторые типы отрывного обтекания разрезных крыльев. „Ученые записки ЦАГИ“, т. 8, № 2, I977.

2. Пав л овец Г. А. Метод расчета обтекания идеальной несжимаемой жидкостью крылового профиля произвольной формы с механизацией. Техн. отчеты ЦАГИ, вып. 349, 1969.

3. Cornish J. J. Some aerodynamic and operational problems of

STOL aircraft with boundary-layer control. „Journal of Aircraft*, vol 2,

N 2, 1965.

Рукопись поступила 17jII 1977 г.