Приближенный учет отрыва, вызванного искусственной турбулизацией пограничного слоя при околозвуковом обтекании стреловидного крыла Текст научной статьи по специальности «Механика и машиностроение»

Том XXXVI

УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ ЦАГИ 200 5

№ 1 — 2

УДК 629.735.33.015.3.025.1:532.526

ПРИБЛИЖЕННЫЙ УЧЕТ ОТРЫВА, ВЫЗВАННОГО ИСКУССТВЕННОЙ ТУРБУЛИЗАЦИЕЙ ПОГРАНИЧНОГО СЛОЯ ПРИ ОКОЛОЗВУКОВОМ ОБТЕКАНИИ СТРЕЛОВИДНОГО КРЫЛА

В. Д. БОКСЕР

Предложен приближенный метод учета отрыва, вызванного турбулизацией пограничного слоя на стреловидном крыле при наличии развитых местных сверхзвуковых зон. Метод основан на использовании расчета околозвукового обтекания стреловидного крыла произвольной формы в системе компоновки «крыло + фюзеляж» с учетом влияния вязкости [1] и результатов эксперимента в аэродинамической трубе. На примере сверхкритического стреловидного крыла большого удлинения определена величина прироста сопротивления, вызванного отрывом пограничного слоя в околозвуковом диапазоне чисел М = 0.7 г 0.83.

При околозвуковом обтекании стреловидных крыльев современных самолетов в условиях малых чисел Рейнольдса (например, Re = 2 • 106 — 3 • 106) на поверхности, как правило, возникают достаточно протяженные участки ламинарного пограничного слоя. В случае необходимости моделирования натурных условий обтекания возникает проблема пересчета аэродинамических характеристик стреловидного крыла и, в частности, сопротивления, на большие числа Рейнольдса ^е > 20 • 106). Для корректного пересчета сопротивления стреловидного крыла на натурные условия необходимо знать положение линии ламинарнотурбулентного перехода при малых числах Рейнольдса в условиях, например, аэродинамической трубы (АДТ). В случаях, когда в условиях АДТ не представляется возможности определить линию перехода, прибегают

к искусственной фиксации линии ламинарно-турбулентного перехода с помощью турбулизаторов различного типа. Нередко на стреловидном крыле устанавливают турбулизаторы вблизи носка (хї = 0.05 — 0.10).

В случае сверхкритических стреловидных крыльев перспективных магистральных околозвуковых самолетов с большим положительным градиентом давления на верхней поверхности установка турбулизаторов вблизи носка крыла может вызвать преждевременный отрыв пограничного слоя при наличии местных сверхзвуковых зон (М > Мкр).

Целью настоящей работы является определение величины прироста сопротивления, обусловленного отрывом потока вследствие установки турбулизаторов на обеих поверхностях вблизи носка крыла (хї = 0.07) в условиях АДТ Т-106М ЦАГИ.

Расчетно-экспериментальные исследования проведены на примере утолщенного сверхкритического стреловидного крыла большого удлинения в диапазоне чисел М = 0.60 г 0.83. Данное стреловидное крыло исследовалось в системе «крыло + фюзеляж» на разработанной в ЦАГИ компоновке перспективного магистрального самолета [2]. Рассматриваемое крыло было установлено на фюзеляже в схеме низкоплан (рис. 1) и имело повышенную максимальную относительную толщину (п ) в центральной части (г = 0.11 — 0.23 — 0.34; п =16.7 — 14.7 — 12.5%),

Рис. 1

а консольная часть крыла (г = 0.34 — 0.62 — 1.0) имела максимальную относительную толщину п = 12.5 — 11.6 — 10.5%. Крыло, скомпонованное из сверхкритических профилей второго поколения с торможением потока в местной сверхзвуковой зоне [3], [4], имело угол стреловидности по линии % хорд Х% = 24.7°, удлинение X = 10.2, сужение п = 3.5, а также было выполнено с геометрической круткой.

Идея метода определения прироста

сопротивления, обусловленного отрывом

пограничного слоя при закритическом обтекании

(М > Мкр), заключается в расчетном определении

«вязкой» компоненты полного сопротивления

(с + пд ) и последующего вычитания ее из

ОО ЭЭЭё

величины полного прироста сопротивления, определенного в эксперименте на исследуемой

компоновке «утолщенное крыло + фюзеляж».

В качестве расчетного метода использовался предложенный в работе [1] метод расчета внешнего обтекания путем численного интегрирования консервативной формы полного уравнения для потенциала скорости с приближенным учетом неизэнтропичности потока в скачках уплотнения, замыкающих местную сверхзвуковую зону вблизи крыла. Расчет сжимаемого ламинарного и турбулентного пограничного слоя в рамках данного метода

производился на основе конечно-разностного решения полной системы уравнений

пространственного пограничного слоя. В отрывных областях и областях, близких к отрыву, расчет пограничного слоя проводился обратным методом. Вязкий след за крылом рассчитывался приближенно интегральным методом в рамках гипотезы плоских сечений. Пограничный слой на фюзеляже отсутствовал. На основе метода [1] его авторами была разработана программа расчета BLWF-28, по которой и проводились нижеследующие расчеты.

Расчеты компоновки «крыло + фюзеляж» были проведены при значении су = 0.5 в диапазоне чисел М = 0.60 — 0.83 при постоянном числе Re = 3 • 10 в условиях естественного и фиксированного в носке крыла (х = 0.07) перехода пограничного слоя. В первом случае переход на верхней поверхности был максимально удаленным от передней кромки для различных сечений вдоль размаха крыла, насколько это позволял использованный метод расчета. На нижней поверхности при этом линия перехода была фиксированной (х{ í = 0.3 ).

Естественный переход моделировался путем искусственного задания положения точки перехода за точкой ср тт в каждом расчетном сечении и последующего расчета смешанного (ламинарно-турбулентного) обтекания крыла на заданном режиме (М, су). При этом максимально заднее задаваемое положение точки перехода (х1 тах) соответствовало предельно допустимому положительному градиенту давления в каждом сечении. В случае задания положения точки перехода х1 > х1 тах происходил ламинарный отрыв и расчет прерывался.

В качестве иллюстрации к методу расчета на рис. 2 приведены эпюры давлений в ряде сечений вдоль размаха крыла (г = 0.15 — 0.95 ) при числе М = 0.8 и Re = 3 • 106 в условиях естественного перехода пограничного слоя. Наглядно видно соответствие точки перехода (стрелки)

в каждом сечении крыла характеру эпюры давлений на верхней поверхности.

Наряду с распределением давления, программа расчета позволяет получить суммарные аэродинамические характеристики компоновки «крыло + фюзеляж». Приведенные на рис. 3 расчетные зависимости полного сопротивления сх(М) для случаев фиксированного и естественного перехода свидетельствуют о проявлении эффекта естественной ламинаризации (снижение сопротивления за счет смещения линии перехода вниз по потоку) в последнем случае в узком диапазоне чисел М = 0.79 — 0.81. Как видно из рис. 3, фиксация перехода практически не влияет на величину волнового сопротивления (сх,).

На основе проведенных расчетов и экспериментальных исследований компоновки «крыло + фюзеляж» в аэродинамической трубе Т-106М ЦАГИ на рис. 4 приведены зависимости Дсх(М), представляющие собой разность сопротивлений при фиксированном в носке крыла (ф. п.) и естественном (е.п.) переходе пограничного слоя. Поскольку, как показал анализ резуль-

Рис. 2

татов расчета, обтекание исследуемого крыла на рассмотренных режимах практически

утолщенное крыло+фюзеляж

6

ДСх-10

Су-0.5, Ре = 310

ЬСХ = Схф,п -Схе.„

Рис. 3

0.7 0.75

Рис. 5

Рис. 6

безотрывное (естественный и фиксированный переход) при неизменном уровне волнового сопротивления (см. рис. 3), то весь прирост сопротивления Ая5 при закритических числах М

(М > Мкр) обусловлен в основном приростом сопротивления трения и давления за счет фиксации перехода в носке крыла. Вычитая величину Апд из экспериментальной зависимости Д сх(М) на

режимах М > 0.74, получим прирост сопротивления (Ап^ ), вызванного отрывом пограничного

слоя вследствие установки турбулизаторов в носке крыла. Штриховой линией на рис. 4 отмечен прирост сопротивления Ап^ , соответствующий гипотетическому случаю безотрывного

обтекания в аэродинамической трубе.

Для учета отрыва, вызванного турбулизацией потока на исследуемом утолщенном сверхкритическом стреловидном крыле, обратимся к экспериментальным зависимостям Д сх(М), полученным в АДТ Т-106М ЦАГИ в условиях естественного и фиксированного в носке крыла (Х( = 0.07 ) перехода пограничного слоя (рис. 5). Наглядно виден заметный рост сопротивления при закритическом обтекании (М > 0.75) в случае фиксированного перехода вследствие возникновения отрыва потока и некоторое снижение сопротивления в диапазоне чисел М = 0.77 г 0.80 при естественном переходе за счет возникновения развитых местных сверхзвуковых зон на верхней поверхности, способствующих смещению линии перехода на крыле вниз по потоку. Стрелками на зависимостях сх(М) отмечена величина числа Маха,

соответствующая началу резкого роста сопротивления (йех / dM = 0.1), 1 , которая меньше при

фиксированном в носке крыла переходе пограничного слоя. Приближенный учет отрыва пограничного слоя (через АйЦ ) позволяет оценить сопротивление в условиях безотрывного

обтекания при фиксированном в носке крыла переходе, =п5„ -Ап^ (рис. 5, штриховая

линия). Видно заметное уменьшение темпа роста сопротивления в диапазоне чисел М = 0.76 г 0.80 при учете отрыва пограничного слоя.

На рис. 6 в зависимости от числа М потока представлен абсолютный (Ап^ ) и

относительный

Апя

А% Об "

°ЇОб

прирост сопротивления по числам М, вызванный отрывом

потока за счет установки турбулизаторов в носке крыла. Так, например, в диапазоне чисел М = 0.78 г 0.81 величина Ап^ =(2.6 — 6.3)%, а при характерном для исследуемого крыла числе

М = 0.8 прирост сопротивления за счет отрыва потока достигает величины Ап^ = 4.5%. Этот факт

необходимо учитывать при пересчете сопротивления от условий аэродинамической трубы к натурным условиям.

Таким образом, на основе расчетно-экспериментальных зависимостей сх(М), полученных при естественном и фиксированном в носке крыла переходе, предложен приближенный метод учета отрыва, вызванного турбулизацией пограничного слоя на крыле при околозвуковом обтекании в условиях аэродинамического эксперимента при малых числах Re = (2 — 3) • 106.

ЛИТЕРАТУРА

1. Карась О. В., Ковалев В. Е. Применение обратного метода расчета трехмерного пограничного слоя к задаче обтекания крыла с учетом влияния вязкости //

Ученые записки ЦАГИ. — 1989. Т. ХХ, № 5.

2. Ляпунов С. В., Боксер В. Д., Владимирова Н. А., Ковалева Н. Н.

Разработка метода оптимизации крыльев околозвуковых самолетов. Оптимальное проектирование крыла перспективного магистрального самолета / В сб.: Авиационные технологии XXI в. Международный научно-технический симпозиум, 17 — 22 августа 1999. — Жуковский,

Россия. — 1999.

3. Серебрийский Я. М., Николаева К. С., Боксер В. Д. Новые типы сверхкритических околозвуковых профилей // ТВФ, 1970, № 5.

4. Павловец Г. А., Боксер В. Д., Ляпунов С. В. Аэродинамика крыловых профилей / В кн.: «Аэродинамика и динамика полета магистральных самолетов» под ред.

Г. С. Бюшгенса. — Москва — Пекин: Изд. ЦАГИ и КНР. — 1995.

Рукопись поступила 2/УП 2003 г.