Сопротивление генераторов вихрей при околозвуковых скоростях Текст научной статьи по специальности «Физика»

________УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ Ц А Г И

Том V ' 1974 '

№ 3

УДК 629.7.062.4

СОПРОТИВЛЕНИЕ ГЕНЕРАТОРОВ ВИХРЕЙ ПРИ ОКОЛОЗВУКОВЫХ СКОРОСТЯХ

В. Н. Озеров

Представлены результаты экспериментального исследования собственного сопротивления изолированных генераторов вихрей различной формы в плане при околозвуковых скоростях, а также сопротивления двух параллельно расположенных генераторов вихрей при изменении расстояния между ними.

Результаты измерений сравниваются с оценкой сопротивления генератора вихрей, рассматриваемого как изолированное 'крыло малого удлинения (при этом пограничный слой заменялся равномерным потоком со скоростью, осредненной по высоте исследуемого генератора).

Известно, что генераторы вихрей (ГВ) являются одним из эффективных средств подавления или затягивания отрыва турбулентного пограничного слоя. ГВ обычно представляют собой систему плоских пластинок, установленных перпендикулярно поверхности летательного аппарата под углом р=:15°-4-20° к потоку с целью интенсификации обмена количеством движения между внешней и пристеночной частями пограничного слоя. Результаты исследования влияния различных систем ГВ на аэродинамические характеристики изолированных элементов летательных аппаратов приводятся, например, в работах [1, 2].

При применении ГВ важно знать собственное сопротивление ГВ для оценки его вклада в полное сопротивление элементов и компоновок летательных аппаратов. Однако в настоящее время опубликовано незначительное количество работ, где содержатся некоторые сведения о сопротивлении ГВ (например [1,3]). В частности, в работе [3] исследовалось сопротивление пластинчатых ГВ в сверхзвуковом потоке.

Настоящая статья посвящена исследованию собственного сопротивления ГВ различной формы в плане при околозвуковых скоростях.

Испытания проводились в аэродинамической трубе (с размерами прямоугольной рабочей части 0,15x0,15 м) в диапазоне чисел Мк = 0,5-5-1,0. Сопротивление ГВ измерялось с помощью весового плавающего элемента, представляющего собой однокомпонентные внутримодельные тензометрические весы. Плавающий элемент для измерений в достаточно .толстом* пограничном слое устанавливался в одной из боковых стенок рабочей части аэродинамической трубы заподлицо с ее поверхностью (фиг. 1). В качестве регистрирующей аппаратуры применялся цифровой интегрирующий вольтметр типа „йАСС?'1 фирмы „Таке<1а ЭДкеп*. Чувствительность измерительной схемы в статических условиях соответствовала касательной нагрузке примерно 0,3-10—2Н. Исследуемый ГВ крепился к поворотному диску с диаметром 70 мм, установленному в центральной части пластины плавающего элемента (1С0Х180 мм) заподлицо

с поверхностью пластины. Изменение угла установки ГВ к направлению набегающего потока осуществлялось путем поворота диска.

Исследуемые ГВ представляли собой пластинки высотой Лг = 12 мм и толщиной 8Г = 0,5 мм с плоско срезанной кормовой частью, выполненные из листовой пружинной стали (фиг. 2). Передние и верхние кромки ГВ были заострены и имели вид клина с полууглом раствора около 14°. В данной работе испытывались ГВ прямоугольной (конфигурация А), трапециевидной (В) и треугольной (С) форм в плане. Характеристики ГВ приведены в таблице, некоторые конфигурации генераторов показаны на фиг 3.

Фиг. 1

С целью уменьшения влияния случайных ошибок каждый ГВ испытывался дважды. Также дважды (до и после испытаний ГВ) измерялось сопротивление пластины плавающего элемента. За истинные в каждом случае принимались среднеарифметические значения сопротивлений. Результаты испытаний были обработаны и представлены в виде коэффициентов полного сопротивления 1 В

С -

х 00 а ’

где хг = х — хпл — сила сопротивления ГВ. определенная как разность сопротивления пластины плавающего элемента с установленным ГВ и без него.

Основные размеры генераторов вихрей

Форма в плане № ГВ йг, мм ^корн» ^конш мм *САХ • мм 5Г. мм2 хг % Хп. к

А1 12 30 30 30 360 0,4 1 0

Прямо- А2 12 20 20 20 240 0,6 1 0

угольная АЗ

12 15 15 15 180 0,9 1 0

А4 12 10 10 10 120 1,2 1 0

В1 12 30 15 22,5 270 0,53 2 51° 20'

Трапецие- В2 12 20 10 15 180 0,8 2 39°50'

видная

ВЗ 12 13,3 6,7 10 120 1,2 2 СЗ о СО

С1 12 60 0 30 360 0,4 оо 78°40'

Треуголь- ная С2 12 30 0 15 180 0,8 со 68° 12'

СЗ 12 20 0 10 120 1,2 оо 59°

9—Ученые записки ЦАГИ № 3

129

Единичный генератор вихрей

Система генератора* вихрей

Фиг. 2

ГВ всех исследуемых конфигураций (с удлинениями Хг = 0,4-г-1,2) испытывались при числах Моо = 0,52; 0,72; 0,91; 1,01 и углах установки р = 8°, 12°, 16° и 20°. Отклонение числа Мю от указанных выше значений не превышало ДМ^ = = + 0,02. Число Ие, рассчитанное по параметрам невозмущенного потока для расстояния х з; 0,7 м от входного сечения сопла до места установки плавающего элемента, изменялось в диапазоне Ие^ х = (0,7 -5- 1,4)-Ю7.

По ранее измеренным профилям скорости в пограничном слое на боковой стенке рабочей части аэродинамической трубы в месте установки плавающего элемента была определена условная толщина пограничного слоя 5, которая в диапазоне чисел =0,5 -+- 1,0 составляла 9—8,5 мм. Таким образом, при исследованных режимах обтекания степень утопленности ГВ в турбулентном пограничном слое равнялась Лг/8 1,34-5-1,4.

Значения коэффициента сопротивления трения пластины плавающего элемента, определенные при указанных выше параметрах потока, представлены на фиг. 4. Изменение экспериментальных данных при повторных испытаниях составило не более +1%. На этой же фигуре приведена зависимость с; = /(А^), рассчитанная по формулам работы [4] для гладкой пластины с полностью турбулентным пограничным слоем. Из приведенных результатов видно, что в исследованном диапазоне режимов трубы имеет место удовлетворительное согласие экспериментальных и расчетных данных, расхождение между ними не превысило 2%.

Экспериментальные значения коэффициентов полного сопротивления, генераторов вихрей конфигураций А, В к С, полученные при числах = 0,52 и 1,01, представлены на фиг. 5. Разброс коэффициентов схоо при повторных испытаниях составил не более +5%. Анализ экспериментальных результатов показал, что при фиксированных значениях Мот и (3 коэффициент полного сопротивления ГВ с увеличением удлинения монотонно возрастает. Например, для ГВ прямоугольной формы в плане № А1 и А4 увеличение Хг от 0,4 до 1,2 приводит при Моо=1,01 и р = 16° к росту сха0 примерно на 18%. Форма в плане при одном и том же удлинении влияет на сопротивление ГВ слабее. Так, коэффициент слооГВ№ А 4 (прямоугольная форма в плане) больше с^^ГВ № СЗ (треугольная форма в плане) при указанных выше значениях Ми и р приблизительно на 9%.

Г8Ш1 В1 а г 32 сг

Прямоугольная форма S плане

В Трапециевидная форма S плане

О. Треугольная форма 6 плане

0,3

0.2

0,1

М„=0,52

I А --20°. —г ч

16° ^ 1 t Г і 1

12°с 8°<- l. й І

—h і ї

0,3

0,2

=1,01

г

7 -—"■І _ —і

н

0,2 0,4 06 0,8 1,0 \г О

Фиг. 5

0,2 0,4 00

1,0 \,г

Влияние числа на сопротивление ГВ более существенно, с ростом

числа при угле установки ji = const коэффициент стх ю монотонно возрастает. Например, при 3= 16° коэффициент полного сопротивления ГВ № Д4 (Хг=1,2) при изменении числа Ми с 0,52 до 1,01 увеличивается примерно на 27%. Значительное влияние на сопротивление ГВ оказывает угол установки. Так, при Моо=1,01 изменение угла р с 8° до 20° вызывает примерно четырехкратное увеличение коэффициента сЛ00 ГВ ЛГ® А4. Столь значительное изменение сопро-

тивления ГВ обусловлено резким возрастанием индуктивного сопротивления ГВ с ростом угла установки. Таким образом, удлинение ГВ, скорость потока и особенно угол установки являются основными факторами, определяющими величину полного сопротивления ГВ. .

Полученные экспериментальные данные подтверждаются результатами оценки собственного сопротивления единичных ГВ различных форм в плане, проведенного по следующей схеме. При оценке сопротивления генератор вихрей рассматривался как изолированное крыло малого удлинения с размахом, равным удвоенной высоте ГВ. При этом пограничный слой заменялся равномерным потоком с числом МА, осредненным по высоте исследуемого ГВ. Число М^, определенное по измеренным ранее профилям скорости в пограничном слое в месте установки плавающего элемента в диапазоне чисел Мю = 0,5 -г- 1,0; Яе^, х ~ ~ (0,7 ч- 1,4)-107 и Лг/5 г 1,34 ~ 1,4 составило примерно 88% от соответствующего значения Мэд .

Полное сопротивление единичного ГВ определялось как сумма сопротивлений при нулевой подъемной силе Сх0 И индуктивного СХ1

сх А = о "Ь сх /•

Сопротивление ГВ при су= 0 определялось как схй=2ср, где сР — коэффициент сопротивления трения гладкой пластины. Число Рейнольдса, рассчитанное по осредненной скорости (М/,) и средней аэродинамической хорде ГВ (ЬСАХ), для всех исследованных конфигураций ГВ не превысило 5-105. Поэтому при расчете коэффициента Сриспользовались формулы для ламинарного режима обтекания [5].

При расчете индуктивного сопротивления ГВ сх 1 = использовалось

приближенное соотношение, предложенное в работе [6]:

Здесь, согласно [7],

где рсж =/( VМд к._ | — отношение полупериметра крыла к эффек-

VI-

-м \

тивному размаху, рассчитанное с учетом сжимаемости (в соответствии с преобразованием Прандтля — Глауэрта); А =/(Су ) — эмпирическая зависимость, полученная Р. И. Штейнбергом на основании экспериментальных исследований широкого класса крыльев малого удлинения в диапазоне чисел М^, =0 н-1 (см. [6]).

Для приведения экспериментальных и расчетных значений коэффициентов полного сопротивления ГВ к одинаковым условиям в расчетные значения сх/, вводилась поправка, учитывающая осреднение скоростного напора по высоте исследуемого ГВ:

Чь

СХОО~~ С хИ

Яо

где

Я НІЧ 00 = (М*/М 00 )2.

Из сравнения экспериментальных данных с

что в исследованном диапазоне чисел М и

результатами оценки следует, углов установки р наблюдается

“х.

0,3

0,2

0,1

М„=0,52

/ л 1 \ 1 Д 1 \ Д і

л

0 12 3

0 М„%01

і Д >л' іі і

о 1 2 з г

Фиг. 6

удовлетворительное согласие экспериментальных и расчетных данных, расхождение между ними в среднем составило около 14%. Таким образом, изложенный выше приближенней метод расчета сопротивления ГВ, основанный на предположении, что пограничный слой заменяется равномерным потоком со скоростью М^, осредненной по высоте исследуемого ГВ, можно считать удовлетворительным для инженерных целей в диапазоне чисел Мга = 0,5-4-1,0, углов установки р — 8°+ 20° и удлинений Хг=0,4-н1,2.

Экспериментальные значения коэффициентов полного сопротивления двух параллельно расположенных ГВ № А1 (Хг = 0,4, угол установки 3 = 15°30') при изменении расстояния между ними представлены на фиг. 6. Расстояние между ГВ по передней кромке в данных испытаниях изменялось в диапазоне (=(1кг = = 0 4 (см. фиг. 2).

Из приведенных результатов видно, что при удалении ГВ друг от друга общее сопротивление системы ГВ в исследованном диапазоне чисел воз-

растает и при расстоянии между ними 3-4-4 становится практически постоянным, приблизительно равным удвоенному сопротивлению единичного ГВ (^=0).

ЛИТЕРАТУРА

1. Pearcey Н. Н. Shock-induced separation and its prevention by design and boundary layer control. .Boundary layer and flow control". Ed. by G. V. Lachmann, vol. 2, 1961.

2. Гадецкий В. М., Серебрийский Я. М., Ф о м и н В. М.

Исследование влияния генераторов вихрей на отрыв турбулентного пограничного слоя. .Ученые записки ЦАГИ“, т. 111, № 4, 1972.

3. Westkaemper J. С., Whitten J. W. Drag of vane—type

vortex generators in compressible flow. Journ. Spacecraft and Rockets., vol. 7, № 10, 1970.

4. Шлихтинг Г. Теория пограничного слоя. М., „Наука",

1969.

5. Лойцянский Л. Г. Механика жидкости и газа. М.,

.Наука*, 1970.

6. Штейнберг Р. И. Оценка нелинейных изменений подъемной силы крыльев малого удлинения при сверхзвуковых скоростях. Технические отчеты ЦАГИ, вып. 324, 1968.

7. Аэродинамика частей самолета при больших скоростях. Сб. под ред. А. Ф. Доновена и Г. Р. Лоуренса. М., Изд. иностр. лит., 1959.

Рукопись поступила 12/XII 1973 г.