CC BY
75
2006
НАУЧНЫЙ ВЕСТНИК МГТУ ГА серия Аэромеханика и прочность
№ 97
УДК 533.6; 629.7
РЕЗУЛЬТАТЫ ИССЛЕДОВАНИЙ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК НЕСУЩИХ ПОВЕРХНОСТЕЙ ПРИ ИХ ВЗАИМОДЕЙСТВИИ СО СТРУЯМИ ДВИГАТЕЛЕЙ
В.В. ГУЛЯЕВ, Е.Д. ИКРЯННИКОВ, В.В. КАРПЕНКО, Ю.В. СМЕЛТЕР
Статья представлена доктором технических наук, профессором Желанниковым А.И.
Работа выполнена при поддержке РФФИ, грант № 05-08-33476-А
В статье приводятся результаты некоторых исследований аэродинамических характеристик взаимодействующих со струями несущих систем, выполненных с помощью линейной математической модели обтекания. Расчетные характеристики сравниваются с данными известных экспериментальных и расчетно-теоретических исследований
На рис. 1 приводятся результаты расчетов распределения нагрузки вдоль размаха прямого крыла с удлинением 1 = 4, обдуваемого струей круглого поперечного сечения с избыточной скоростью У] = 0,53. Активное сечение удалено от передней кромки крыла на расстояние, равное хорде, диаметр активного сечения так же равен хорде. Видно, что прирост подъемной силы наблюдается в сечениях, обдуваемых струей. На рис. 1 верхняя кривая (1) -оценка прироста подъемной силы по теории плоских сечений, когда считается, что каждое сечение не зависит от соседних и те, что попали в струю, увеличивают подъемную силу пропорционально местному скоростному напору. Такая оценка дает завышенное значение величины прироста подъемной силы. Кривая (2) на рис. 1 - результат расчета распределения нагрузки по методу несущей поверхности, когда не обеспечивается выполнение граничных условий на поверхности струи, но циркуляции откликаются на увеличение скорости на части размаха и соседние сечения крыла, таким образом, взаимодействуют между собой. Так оценивался прирост подъемной силы в работе [1] с той разницей, что там использовалась теория несущей нити.
Расчет, в котором на границах струи выполняется условие равенства давлений, но сама форма границ в процессе расчета не выстраивается, (кривая - 3) приводит к меньшим значениям прироста нагрузки в сечениях крыла, обдуваемых струей. Результат максимально подробного расчета по нелинейной методике [2], с удовлетворением всех граничных условий на поверхности струи (кривая - 4), отвечает минимальным из всех полученных приростов подъемной силы.
Точками на рис.1 показаны результаты расчета распределений подъемной силы по размаху крыла, полученные с использованием
разработанной линейной математической модели [3, 4]. В случае отсутствия обдува крыла струей (кривая - 5) полученные данные практически совпадают с результатом нелинейной теории. В случае обдува данные расчета с помощью модели [3, 4] дают насколько увеличен-
О 0.5 1 1.5 2 2.5 3 3.5 г/В.
Рис. 1
ную величину прироста подъемной силы, занимая свое место среди других результатов, полученных с помощью линеаризованных подходов, вполне согласуясь с ними.
На рис. 2 сравниваются результаты расчета (показаны линиями) и экспериментальные данные по распределению нагрузки вдоль размаха крыла удлинения 1 = 5. Опытные данные взяты из работы [5]. Прямое крыло обдувалось двумя струями по части размаха, обдуваемые участки крыла располагались в центральной части каждой консоли. В условиях эксперимента струи имели неограниченную протяженность по вертикали, избыточная скорость в струях составляла У] = 0,35. В другом случае центральная часть крыла помещалась в область с_ 1 заторможенного потока (избыточная скорость в струе, т.е., по существу, недостаток скорости составлял у = -0,37). Расчетом при угле атаке а = 14,5° (в соответствии с условиями эксперимента) определялись приросты нагрузок в обдуваемых сечениях в обоих из рассматриваемых случаев, форма поперечного сечения струй при этом была выбрана квадратной, а активные сечения вынесены далеко вперед от передней кромки крыла. Как видно из рис. 2 расчетные данные качественно хорошо согласуются с результатами эксперимента. Несколько
завышенные расчетные значения коэффициента суасеч в случае отсутствия обдува связаны с достаточно большим значением угла атаки, при котором не исключена возможность возникновения местных срывов потока. Завышенные значения нагрузок в зоне обдува крыла струей и, соответственно, заниженные в зоне заторможенного спутного потока связаны как с указанной причиной (большой угол атаки), так и с общими особенностями решения задачи о струйном течении в линейной постановке (см. рис. 1).
Далее сопоставляются расчетные и экспериментальные данные по приращениям суммарной подъемной силы, обусловленным обдувкой крыла струей. На рис. 3 приводятся результаты расчета (показаны на рисунке линиями) приростов подъемной силы на крыле трапециевидной формы в плане (1 = 5, ^ = 3), обдуваемом цилиндрической струей, расположенной в корневой части крыла и имеющей
относительный диаметр Б = Б/1 = 0,2 (1 -
размах крыла). Для сравнения здесь же нанесены соответствующие
экспериментальные данные, взятые из работы [6] и результаты расчета с помощью нелинейной математической модели [2]. Из сопоставления различных данных видно, что расчет, выполненный с помощью линейной математической модели, удовлетворительно
мг0ГржнйЪ1х1§йси1йсй'1у глаат&к илуаваян есколь-
ко завышенный результат в области больших значений у, что связано с особенностями линейного подхода к решению задачи. Заметим, что на рис. 3 под у понимается не избыточная, а полная скорость в струе.
На рис. 4 сравниваются экспериментальные и полученные расчетом с помощью нелинейной [2] и линейной математических моделей зависимости коэффициентов подъемной
1 1 .2 1 .4 1.6 1.8
Рис. 3
Рис.2
силы от угла атаки для трапециевидного крыла (схема этого крыла приведена на рис. 5), обдуваемого двумя высокоскоростными струями. В первом из двух рассмотренных случаев обдува полная скорость в струе составляла у = 1,85, а во втором у =3,33. Коэффициент
подъемной силы крыла отнесен к скоростному напору в струе, как это сделано в работе [7], откуда взяты экспериментальные данные. Именно поэтому для больших значений относительной скорости в струе коэффициент подъемной силы суа получился меньше. Как видно из рисунка, полученные линейные результаты удовлетворительно согласуются с данными эксперимента и нелинейной математической модели при всех значениях относительной скорости в струе, включая ее большие значения, обнаруживая тенденцию к завышению значений коэффициента подъемной силы при больших значениях угла атаки, что вполне естественно для линейных подходов.
О 25
-0.25
-0.5
-0.75
^=1 /
1,85 * !
/^ Г
\ 3,33
О Эксперимент
р/ • Расчет с помощью нелинейной ММ
Расчет по методике
-10
10
20
Рис. 4
Рис. 5
В работе [2] исследовались аэродинамические характеристики механизированного крыла при различной интенсивности обдува его верхней поверхности, в широком диапазоне углов атаки и отклонения закрылка. Исследовалось крыло следующей конфигурации: удлинение 1 = 4, сужение ^ = 1, стреловидность % = 0. Закрылок располагался вдоль всего размаха, относительная хорда закрылка Ьз = 0,3. Относительный размах, "обслуживаемый" струей Ь = Ь/! = 0,3, двигатели моделировались каналом прямоугольного сечения. Середина обдуваемого струей участка крыла имела поперечную координату ъ = 2ъ/1 = 0,25 .
На рис. 6 показаны зависимости коэффициента подъемной силы суа указанного крыла от угла атаки а при отклоненном на 30° закрылке для различных значений интенсивности вы-
дуваемой струи. Четыре кривые на графике соответствуют следующим значениям полной относительной скорости в струе У] = 1 (по существу, это означает, что струя отсутствует), 2, 3 и 4.
На рис. 7 зависимости коэффициента подъемной силы суа того же крыла даны в функции полной относительной скорости в струе при различных углах отклонения закрылка и а = 0°.
Рис. 6
Рис. 7
Соответствующие аэродинамические характеристики получены расчетом по линейной теории (показаны на рис. 6 и 7 линиями). С целью сравнения на те же графики точками нанесены результаты, взятые из работы [2].
Как показывает сопоставительный анализ, имеет место хорошее согласование результатов расчетов, полученных с помощью линейной и нелинейной методик, при умеренных значениях угла атаки (а < 10°) и угла отклонения закрылка (8з < 30°) во всем рассмотренном диапазоне интенсивности выдуваемой струи. Рассогласование данных линейной и нелинейной математических моделей с ростом углов атаки и отклонения закрылка связано с наличием сугубо нелинейных эффектов, которые заметным образом проявляются при больших значениях кинематических параметров.
Таким образом, приведенные в настоящей работе результаты сопоставительного анализа данных по аэродинамическим характеристикам несущих систем при их обдуве струями, полученных с помощью разработанной линейной математической модели, экспериментально и с использованием других известных численных методов, в том числе нелинейных, позволяет сделать вывод о достаточной степени достоверности линейной методики. Соответствующая методика предоставляет возможность исследовать влияние на аэродинамические характеристики летательных аппаратов таких параметров, как интенсивность выдува струи, форма сопла двигателя и его расположение, углы отклонения органов механизации и управления и т.п. в диапазонах изменения соответствующих параметров обычных и естественных для линейной теории.
ЛИТЕРАТУРА
1. Ведров В.С., Остославский И.В. Расчет обдувки монопланных крыльев с винтами перед крылом // Труды ЦАГИ. - М., 1935. - Вып. 232.
2. Бабкин В.И., Белоцерковский С.М., Гуляев В.В., Дворак А.В. Струи и несущие поверхности. Моделирование на ЭВМ. - М.: Наука, 1989.
3. Гуляев В.В. Математическая постановка задачи об установившемся обтекании самолета дозвуковым потоком сжимаемого газа в условиях выдува струй двигателей силовых установок // Труды международных школ-семинаров "Метод дискретных особенностей в задачах математической физики". - Орел, ОГУ, 2002.
4. Гуляев В.В. Интегральные уравнения линейной задачи обтекания самолета со струями // Труды международных школ-семинаров "Метод дискретных особенностей в задачах математической физики". - Орел, ОГУ, 2002.
5. Кюхеман Д. Аэродинамическое проектирование самолетов. - М.: Машиностроение, 1983.
6. Феррари К. Проблемы взаимодействия. Аэродинамика частей самолета при больших скоростях; Под ред. А.Ф. Доновэна, Г.Р. Лоуренса. - М.: Изд-во иностранной литературы, 1959.
7. Kuhn R.E. Semiempirical procedure for estimation lift and drag characteristics of propeller-wing-flap configuration for and short take-off-landing airplanes. NASA Mem. Febr., 1959.
THE RESEARCH RESULTS OF AERODYNAMIC CHARACTERISTICS OF MAIN SUPPORTING SURFACES AT THEIR INTERACTION WITH JETS OF ENGINES
Gulyaev V.V., Ikryannikov E.D., Karpenko V.V., Smelter Y.V.
Results of aerodynamic characteristics researches of main supporting surfaces at their interaction with jets of engines. The obtained computational outcomes are compared to the data experimental and analytical investigations.
Сведения об авторах
Гуляев Вячеслав Валерьевич, 1963 г.р., окончил Харьковское ВВАИУ (1986), кандидат технических наук, старший научный сотрудник, преподаватель кафедры аэродинамики ВВИА им. Н.Е. Жуковского, автор более 100 научных работ, область научных интересов - численные методы механики жидкости и газа, аэродинамика ЛА.
Икрянников Евгений Демьянович, 1953 г.р., окончил Рижское ВВАИУ (1975), кандидат технических наук, доцент кафедры аэродинамики ВВИА им. Н.Е. Жуковского, автор более 50 научных работ, область научных интересов - экспериментальная аэродинамика, аэродинамика ЛА.
Карпенко Владимир Викторович, 1968 г.р., окончил Барнаульское ВВАУЛ (1989), ВВИА им. Н.Е. Жуковского (1999), старший научный сотрудник отдела научных исследований ВВИА им. Н.Е. Жуковского, автор более 10 научных работ, область научных интересов - численные методы механики жидкости и газа, аэродинамика ЛА.
Смелтер Юрий Вальдемарович, 1956 г.р., окончил ВВИА им. Н.Е. Жуковского (1984), начальник управления заказов вооружений и авиационной техники, автор более 20 научных работ, область научных интересов - аэродинамика и динамика полета ЛА.
