CC BY
187
УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ ЦАГИ
Том ХЬ 2 0 09 № 2
УДК 629.735.33.015.3.025.1:533.6.013.12/.13
ПАРАМЕТРИЧЕСКИЕ ИССЛЕДОВАНИЯ ВЛИЯНИЯ ОБЛЕДЕНЕНИЯ НА АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ ПРОФИЛЯ КРЫЛА
О. В. ПАВЛЕНКО
Приведены результаты расчетных исследований влияния формы и толщины льда на передней кромке профиля прямого крыла на его обтекание потоком вязкой несжимаемой жидкости, а также рассмотрено влияние формы крылового профиля на аэродинамические характеристики при наличии ледяного нароста на передней кромке. Расчет проведен по программе решения осредненных по Рейнольдсу уравнений Навье — Стокса.
Ключевые слова: обледенение, крыло, профиль, расчетные методы, параметрические исследования.
Влияние обледенения на аэродинамические характеристики самолета изучается уже много лет. Первые исследования по обледенению начались примерно в 1940 г., когда было установлено, что несколько самолетов попали в аварию вследствие обледенения [1]. В настоящее время в целях повышения безопасности полета проводится сертификация гражданских самолетов в условиях обледенения, а также выполняются многочисленные исследования по изучению влияния льда на аэродинамические характеристики самолета: летные испытания с имитаторами льда и натуральным обледенением, испытания в аэродинамических трубах и исследования расчетными методами.
С развитием компьютерных технологий для исследования обтекания крыльев и сложных компоновок самолетов широко применяются расчетные методы [2]. Достоверность расчетов проверяется путем сопоставления с имеющимися материалами экспериментальных исследований. При численном моделировании обтекания элементов летательного аппарата с ледяными наростами необходимо учитывать влияние вязкости. С этой целью могут применяться методы, основанные на решении осредненных по Рейнольдсу уравнений Навье — Стокса, так как они имеют удовлетворительную сходимость с экспериментом и дают подробную информацию об изучаемом явлении.
Влияние обледенения на аэродинамические характеристики крыла зависит от многих факторов, в частности: от формы и толщины льда, а также от формы крылового профиля. С целью изучения влияния обледенения на аэродинамические характеристики профиля в данной работе проведены расчетные исследования двумерного обтекания, базирующиеся на решении осредненных по Рейнольдсу уравнений Навье — Стокса с к-е моделью турбулентности.
Для оценки достоверности результатов численных расчетов проведено их сопоставление с экспериментальными данными [3].
1. Влияние формы и толщины льда на передней кромке крылового профиля на его обтекание потоком вязкой несжимаемой жидкости. Численное исследование влияния формы и толщины льда на передней кромке профиля прямого крыла на его обтекание потоком вязкой несжимаемой жидкости проведено с различными вариантами клиновидных и роговидных имитаторов льда на передней кромке (рис. 1). Экспериментальные исследования этих вариантов имитаторов льда выполнены на прямом крыле с концевыми шайбами (рис. 1, а) в большой аэродинамической трубе Т-101 ЦАГИ при скорости потока 50 м/с, соответствующей числу Яе = 4 • 106 [3]. На передней кромке крыла вдоль всего размаха устанавливались имитаторы клиновидного и роговидного
б) е) п '-э ы
Рис. 1. Модель прямого крыла с имитаторами льда:
а — общий вид модели; б — клиновидные имитаторы льда; в — роговидные имитаторы льда
наростов льда различного размера. Общий вид имитаторов показан на рис. 1, б и в, а их размеры даны в табл. 1 и 2. Более подробно условия проведения эксперимента и расчета представлены в [4].
Сравнение результатов расчета распределения давления по профилю крыла с имитаторами льда с экспериментальными данными изображено на рис. 2. Для оценки истинного угла атаки в месте расположения дренажного сечения крыла использованы результаты расчета обтекания по панельному методу исследованной модели крыла без имитаторов льда потоком идеального газа [5]. Поэтому экспериментальные данные при угле атаки а = 5° сравнивались с расчетными данными при угле атаки а = 3°. Полученное в расчете распределение давления удовлетворительно согласуется с измеренным в эксперименте, что свидетельствует о достаточной надежности использованного метода расчета.
Таблица 1
Клиновидные имитаторы льда
Имитатор льда Я (мм) Н (мм) Ь (мм) Я = Я/Ъ Н = Н/Ъ
малый 1.5 9 Н 8 0.00125 0.0075
средний 2 18.1 16 0.00167 0.0151
большой 4 36 32 0.00333 0.03
Таблица 2
Роговидные имитаторы льда
Имитатор льда Я (мм) Н (мм) к (мм) Ь (мм) Я = Я/Ъ Н = Н/Ъ к = к/Ъ
малый 13 12 Щ■ 7 18 0.0108 0.01 0.00583
средний 36 23.3 12 26 0.03 0.0194 0.01
большой 72 40.4 14 52 0.06 0.0337 0.011667
Расчетные исследования позволили дополнить данные эксперимента результатами распределения давления непосредственно на имитаторах льда и выявить особенности обтекания профиля с различными типами ледяных наростов. В частности выявлено, что при обтекании профиля на конце клиновидного имитатора льда наблюдаются значительные пики разрежения (рис. 2, а), в то время как на конце роговидного имитатора льда эти пики отсутствуют (рис. 2, б).
При обтекании профиля с клиновидным имитатором льда на малых углах атаки не наблюдается существенного ухудшения аэродинамических характеристик профиля вследствие его безотрывного обтекания (рис. 3, а). При обтекании профиля с роговидным имитатором льда за ним при любых углах атаки образуются местные отрывные зоны (рис. 3, б), которые уменьшают подъемную силу профиля и существенно увеличивают сопротивление.
Увеличение пиков разрежения на клиновидном имитаторе льда наблюдается с ростом угла атаки и уменьшением радиуса скругления носовой части клиновидного имитатора льда (рис. 4, а). Наибольший пик разрежения наблюдается у малого клиновидного имитатора льда, так как у него самый меньший относительный радиус скругления. На профиле с роговидным имитатором льда при увеличении угла атаки «срезаются» пики разрежения (рис. 4, б) вследствие образования отрывных зон. На рис. 5 представлены зависимости распределения давления от толщины имитатора льда на угле атаки а = 7°. С увеличением толщины клиновидного имитатора льда уменьшаются пики разрежения на передней кромке профиля (рис. 5, а), а при росте роговидного имитатора льда распределение давления имеет полку, что характерно для отрывного течения (рис. 5, б).
На рис. 6, где показана зависимость относительного максимального коэффициента подъемной силы Суmax = суm^^x|суmaxн=0 от относительной толщины имитатора льда Н = Ь/Ь , наблюдается удовлетворительная сходимость результатов расчета профиля и эксперимента на прямом крыле с имитаторами льда. На профиле с роговидным имитатором льда происходит более существенное уменьшение коэффициента максимальной подъемной силы суСогласно расчетам
это связано с тем, что увеличение толщины роговидного имитатора льда приводит к увеличению отрывной зоны и соответственно — к уменьшению критического угла атаки и возрастанию сопротивления профиля.
— ♦ у» ♦ — Расче Эксп т а = 3° гримент а = 5°-
л ^
♦
Расчет Экспер а = 3° имент а II о
' ♦ ♦ ♦ Г?~
♦
0 0.25 0.50 0.75 X ,, 0 0.25 0.50 0.75 X
Рис. 2. Распределение давления по хорде профиля: а — большой клиновидный имитатор льда; б — большой роговидный имитатор льда
Рис. 3. Линии тока, угол атаки а = 3°: а — большой клиновидный имитатор льда; б — большой роговидный имитатор льда
Рис. 4. Распределение давления на носовой части профиля со средним имитатором льда
при различных углах атаки:
а — клиновидный имитатор льда; б — роговидный имитатор льда
Рис. 5. Распределение давления на носовой части профиля, угол атаки а = 7°: а — клиновидный имитатор льда; б — роговидный имитатор льда
' у шах
1.0
0.5
0
Юл 1НОВИДНЫЙ ле д
1 ч т
“V N Роговидный лед ■ -ф
Расчет Эксперимент Вариант клиновидного имитатора льда:
-о- нет
-п- малый
-А- -Д- средний
большой
Расчет Эксперимент Вариант роговидного имитатора льда:
-о- нет
-я- малый
-А- средний
-ф- большой
0.01
0.02
о.оз Я
Рис. 6. Зависимость относительного максимального коэффициента подъемной силы от относительной толщины имитатора льда
Видно, что существенные потери максимальной подъемной силы, составляющие 65 ^ 70% на профиле с роговидным имитатором льда и 40 ^ 45% с клиновидным имитатором, наблюдаются при увеличении толщины каждого из исследованных вариантов имитаторов льда до Н = 0.015 0.02. Дальнейшее увеличение относительной толщины имитатора не приводит
к резкому уменьшению значений коэффициента максимальной подъемной силы (см. рис. 6).
2. Влияние формы крылового профиля на аэродинамические характеристики при наличии ледяного нароста на передней кромке. Эксперименты на моделях крыльев с различными профилями и схожими имитаторами льда [3] показали, что влияние имитаторов льда на аэродинамические характеристики крыла зависит от формы профиля крыла.
Чтобы выявить, как степень влияния обледенения зависит от формы профиля, было проведено численное исследование двух типов профилей [6] с роговидным имитатором льда на передней кромке: симметричного профиля с относительной толщиной с = 12% и несимметричного высоконесущего профиля с относительной толщиной с = 15%.
Расчет показал близкие к экспериментальным данным [3] результаты по влиянию имитатора льда на несущие свойства профилей: на симметричном профиле он уменьшает максимальную подъемную силу профиля на 65% (в эксперименте — на 67%), а на передней кромке несимметричного крылового профиля — на 33% (в эксперименте — на 36%).
Для исследованных типов профилей без имитатора льда наблюдается схожая зависимость коэффициента момента тангажа от угла атаки. Однако наличие имитатора льда оказывает более существенное влияние на момент тангажа симметричного профиля (рис. 7).
Уменьшение подъемной силы симметричного профиля с имитатором льда и соответствующее изменение момента тангажа происходит при меньших углах атаки (а > 6°), чем у несимметричного профиля (а > 10°). На угле атаки а = 10° распределение давления на симметричном профиле с имитатором льда имеет «полку» (рис. 8, а), так как при этом происходит полный срыв
а) 6)
Рис. 7. Зависимость коэффициента подъемной силы и момента тангажа профиля от угла атаки: а — симметричный профиль; б — несимметричный профиль
р
-5
-4
-3
-2
-1
без и 1— С ИМ1 митатор< статором 1 льда льда "
\
Вер ХНЯЯ пове эхность
—*
скмккзшлз ижняя поверхность
-4
-3
-2
-1
- без ИМ] - с имит •натораг атором л гьда ьда
Верхняя поверхность
И к с» жняя пове 11 - а
а)
О 0.25 0.5 0.75 1
б;
0 0.25 0.5 0.75 1
Рис. 8. Распределение давления на профиле, угол атаки а = 10°: а — симметричный профиль; б — несимметричный высоконесущий профиль
Рис. 9. Линии тока при обтекании профиля крыла с имитатором льда при угле атаки
а = 10°:
а — симметричный профиль; б — несимметричный высоконесущий профиль
потока (рис. 9, а). На несимметричном профиле с имитатором льда при угле атаки а = 10° наблюдаются две зоны разрежения: на самом имитаторе льда и на носовой части профиля (рис. 8, б). При этом поток, сорвавшийся с имитатора льда, вновь присоединяется к высокой лобовой части профиля, что затягивает полный срыв потока до более поздних углов атаки. Вследствие этого форма несимметричного высоконесущего профиля с утолщенной носовой частью является более устойчивой к воздействию обледенения передней кромки.
Выводы. Результаты расчета обтекания крыловых профилей с клиновидными и роговидными типами обледенения передней кромки, выполненные путем решения осредненных по Рейнольдсу уравнений Навье — Стокса, показали, что:
— уменьшение максимальной подъемной силы для профиля с клиновидными имитаторами льда составляет 33 ^ 45%, а для профиля с роговидными имитаторами льда 50 ^ 76%;
— наиболее значительное уменьшение максимальной подъемной силы происходит при увеличении относительной толщины каждого из исследованных вариантов имитаторов льда до Н = 0.015 + 0.02;
— причиной существенного уменьшения коэффициента максимальной подъемной силы и увеличения сопротивления профиля с роговидным имитатором льда является срыв потока с верхней кромки имитатора льда;
— наличие роговидного имитатора льда с относительной высотой H = 0.01 на передней кромке несимметричного высоконесущего профиля с относительной толщиной с = 15% приводит к приблизительно в два раза меньшему снижению максимальной подъемной силы, чем на симметричном профиле с относительной толщиной С = 12%, вследствие того, что выпуклая лобовая часть несимметричного профиля на малых углах атаки способствует прилипанию к профилю потока, сорвавшегося с имитатора льда;
— результаты расчетов удовлетворительно согласуются с имеющимися экспериментальными данными.
ЛИТЕРАТУРА
1. Johnson C. L. Wing loading, icing and associated aspects of modem transport design // J. of Aeronautical Sciences. 1940. V. 8, № 2.
2. Вышинский В. В., Судаков Г. Г. Применение численных методов в задачах аэродинамического проектирования // Труды ЦАГИ. 2007, вып. 2673.
3. АндреевГ. Т. и др. Влияние различных форм имитаторов льда на аэродинамические характеристики крупномасштабных моделей самолетов и их элементов. — Справочник.
НИО-2 ЦАГИ. 2002.
4. Павленко О. В. Численное исследование особенностей обтекания потоком вязкой несжимаемой жидкости крылового профиля с клиновидным имитатором льда на передней кромке // ТВФ. 2006. № 3 — 4.
5. ПетрушкинА. Н. Расчет обтекания прямоугольного крыла с концевыми шайбами потоком идеального газа. Материалы XXII школы-семинара «Аэродинамика летательных аппаратов». — Жуковский: ЦАГИ. 2006.
6. Павленко О. В. Численное исследование влияния формы льда на передней кромке крылового профиля на его обтекание потоком вязкой несжимаемой жидкости // ТВФ.
2006. № 3 — 4.
Рукопись поступила 1/XI2008 г.
