CC BY
54
_______УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ Ц А Г И
Т о м X 19 7 9
№ 2
УДК 629.735.45.015.3.035
РАСПРЕДЕЛЕНИЕ ДАВЛЕНИЯ В СЕЧЕНИЯХ ПРЯМОУГОЛЬНОГО КРЫЛА (ЛОПАСТИ)
ПРИ КРИВОЛИНЕЙНОМ ДВИЖЕНИИ В НЕСЖИМАЕМОЙ СРЕДЕ
Л. С. Павлов
Показано влияние изменения вектора скорости по времени на распределение давления в сечениях крыла (лопасти) при криволинейном движении.
Для дальнейшего совершенствования аэродинамического расчета несущего воздушного винта необходима информация экспериментального характера об аэродинамических характеристиках сечения крыла (лопасти) при криволинейном движении. Для получения такой информации крыло должно работать в условиях, приближенных к условиям работы лопасти несущего винта. Ниже предлагается обсуждение результатов опыта на несущей поверхности, условия работы которой были сложнее, чем у крыла при равномерном прямолинейном движении, и проще, чем у лопасти, работающей в составе несущего винта при косом обтекании. Такие условия могут быть получены на прямоугольном в плане крыле, сечения которого перемещаются по траекториям, соответствующим проекциям на плоскость вращения траекторий движения сечений лопасти. Форма траекторий зависит от составляющих движения: вращения с постоянной угловой скоростью <0 и прямолинейного перемещения с постоянной скоростью V. В зависимости от значений а, V и положения сечения на лопасти (крыле) г форма траектории изменяется. Для определения аэродинамических свойств сечений крыла измерялись распределения давления. Давление в сечении такого крыла зависит от углов атаки, скольжения и модуля вектора скорости набегающего потока: р (а, х, АР). В свою очередь параметры движения а, у_ и № изменяются во времени: а ((), у. ((), № (£).
Даже в таких, упрощенных но сравнению с лопастью, условиях взаимодействие крыла с окружающей средой остается сложным. Поэтому с целью дальнейшего упрощения условий работы крыла был зафиксирован геометрический угол установки (атаки) крыла, а ось вращения направлена по нормали к направлению поступательного перемещения. В результате истинный угол атаки в сечениях крыла мог изменяться только от индуктивной скорости. Опыты проводились в открытой части аэродинамической трубы на модели, состоящей из крыла (лопасти), которое крепилось к вращающемуся валу через втулку, заключенную в обтекатель, и балансировочного груза (рис. 1). Радиус вращения концевого сечения крыла равнялся 1,2 м, хорда крыла —0,15 м, профиль — ^СА-0012. Крыло - плоское, прямоугольной формы в плане, жесткое на изгиб и кручение. Оно имело в десяти сечениях устройства для измерения переменного во времени избыточного давления в различных точках контура. Измерительные сечения располагались между 0,2 <: г С 0,9 через 0,1 и на г = 0,95 и 0,99. Устройства состояли из дренажных трубок, уложенных по контуру сечений крыла, и электрических индуктивных датчиков давления ДМИ-0,1. Одна полость каждого дат-
чика давления короткой трубочкой соединялась с дренажной трубкой, а другая — с невозмущенной атмосферой внг потока. Для передачи атмосферного давления к датчикам на вращающуюся лопасть служил специальный передатчик давления. Расположение датчиков давления вблизи измерительного сечения на крыле (лопасти) позволило свести к минимуму амплитудно-фазовые искажения при измерении переменного во времени давления. С поверхностью крыла дренажная трубка сообщалась через отверстие диаметром 0,7 мм. На верхней поверхности каждого сечения было сделано 18 отверстий, на нижней — 10. Все отверс-
тия, кроме одного, закрывались герметичной смазкой. Для измерения распределения давления по контуру сечения опыты повторялись заново при переходе от одного отверстия к другому.
В опытах оставались неизменными геометрический угол атаки (установки), равный 8°, угол между плоскостью вращения и направлением поступательного перемещения а, = 0 и частота вращения вала, равная 3501/мин. Изменялась только величина скорости поступательного перемещения от 0 до 35,5 м/с через 4,6 м/с или в относительных величинах V = V/uR = 0-г-0,81.
При измерении нестационарных давлений на поверхности вращающихся объектов важное значение имеют точность измерения и достоверность получаемых релультатов. В обсуждаемых опытах величина случайных погрешностей не превосходила 5 — 7% от наибольшей величины измеренного давления. При одинаковых значениях коэффициента нормальной силы и числа Рейнольдса в плоскопараллельном потоке распределение давления по хорде центрального сечения обычного прямого крыла (см. работу Павлова Л. С.)* и испытанного крыла (лопасти) оказалось одинаковым. Из сказанного следует, что результаты обсуждаемых опытов являются достоверными.
Известно, что усложнение условий работы крыла приводит к появлению дополнительных параметров, характеризующих аэродинамические нагрузки. Например, при равномерном прямолинейном движении и одинаковых величинах угла атаки в скоростной системе осей координат коэффициент давления крыла, расположенного в потоке произвольно (скользящее крыло), уменьшается пропорционально cos 7. по сравнению с прямым крылом. Криволинейное движение крыла при равномерном вращении и плавном обтекании практически не оказывает влияния на распределение давления. Результаты данных опытов также подтверждают этот факт, установленный ранее.
* Павлов Л. С. Обтекание центральных сечений скользящего прямоугольного крыла потоком несжимаемой жидкости. Труды ЦАГИ, вып. 1617, 1974.
Представляет интерес распределение давления в сечениях крыла при неравномерном криволинейном движении, при котором взаимодействие среды и крыла носит нестационарный характер. Обсуждение результатов опыта ведется путем сопоставления давления в центральном сечении крыла, расположенного в потоке произвольно и движущегося равномерно и прямолинейно, и в сечениях крыла — при криволинейном движении. Предполагается, что при криволинейном движении отличие в распределении давления обусловлено изменением модуля вектора скорости, а не направления. Поэтому зависимости р (х) обоих крыльев сравниваются при одинаковых значениях углов атаки и скольжения. Эквивалентом угла атаки здесь является величина сух, позволяющая учесть как
геометрическую, так и индуктивную его части. Коэффициент давления получен делением величины избыточного давления на скоростной напор, подсчитанный по полной скорости набегающего потока без учета индуктивной:
W — У"(шг + V sin ф)2 + (V cos ф)2.
Распределение давления в центральном сечении крыла, движущемся равномерно и прямолинейно, было определено в другом опыте обычным пневмомет-рическим способом. Крыло имело размах 1,8 м, хорду 0,30 м, профиль NACA-0012 и прямоугольную форму в плане. Для обзора результатов опыта на рис. 2 — 5 приведены зависимости р(х) обоих крыльев для различных значений V. У крыла (лопасти) при криволинейном движении за характерное принято сечение на относительном радиусе г —rlR = 0,8. На рисунках приведены схемы с изображением модели, поля скоростей набегающего на лопасти потока и вихревого жгута, отходящего от конца крыла (лопасти).
При выбранной форме криволинейного движения крыла направление и модуль вектора скорости набегающего потока в сечениях изменяется особенно резко при 180° < 6 <; 360°. Видно, что отклонения в распределении давления по сечениям находятся в соответствии с характером изменения параметров движения вдоль траектории. На участке траектории между i^O и 180°, на котором величины суммарной скорости и угла скольжения изменяются относительно медленно, распределение давления на крыле при криволинейном движении практически не отличается от распределения на крыле, движущемся равномерно и прямолинейно. На участке траектории между ф=!80° и 360° характер распределения становится таким, что элементарная масса воздуха после разгона на носовой части испытывает более сильное, чем в равномерном прямолинейном движении, влияние повышающегося давления при приближении к хвостовой части сечения. Это приводит к потере скорости вдоль хорды и к последующему повороту течения в диффузорной области в сторону внешнего конца крыла (лопасти)
Рис. 2
под действием центробежных сил. Описанная картина течения на крыле при криволинейном движении наблюдается на лопастях несущего винта в горизонтальном полете при визуальных исследованиях. При таком взаимодействии крыла и среды подъемная сила должна возрасти по сравнению с равномерным прямолинейным движением прямого крыла, когда замороженный поток отделяется от поверхности.
Известный интерес представляет непосредственное соприкосновение крыла с собственным вихревым жгутом, которое имеет место только при криволинейном движении. На рис. 6 приведено изменение давления в точке х = 0,06 на верхней рв и нижней рп поверхностях крыла в двух случаях: при перемещении вихревого жгута поперек крыла (лопасти) от конца к комлю (V' = 0,157, ф = 90°) и при перемещении вихревого жгута вдоль крыла (лопасти) от передней к задней кромке (К=0,263, Ф = 45°). Видно, что аэродинамическое нагружение в первом случае изменяется постепенно, а во втором—мгновенно по всему крылу (лопасти). Если подобные явления аэродинамического характера встреча-
ются в летной практике, то они, по-видимому, вызовут разные по характеру деформации и по тону колебания лопасти. При этом в области малого влияния нестационарности изменение распределения давления в сечениях крыла, движущегося криволинейно, при одинаковых значениях су! практически совпадают с изменением давления в сечении крыла при равномерном и прямолинейном движении, когда соприкосновение с собственным вихревым жгутом отсутствует.
Следовательно, в этой области влияние индуктивных скоростей может быть сведено к изменению углов атаки сечений без уточнения распределения индуктивных скоростей вдоль хорды.
Рукопись поступила 17/11 1978 г.
