CC BY
15
УДК 532.533.2
М.А. Брутян1'2, А. В. Петров1, А. В. Потапчик1
1 Центральный аэрогидродинамический институт им. профессора Н. Е. Жуковского 2 Московский физико-технический институт (национальный исследовательский университет)
Способ пассивного управления взаимодействием скачка уплотнения с пограничным слоем при трансзвуковых
скоростях
Представлены результаты экспериментальных исследований физической картины возникновения явления бафтинга при околозвуковых скоростях на модели сверхкритического профиля. Предложен новый способ управления этим явлением. Показано, что применение специальных струйных вихрегенераторов приводит к задержке возникновения и ослаблению явления бафтинга.
Ключевые слова: трансзвуковые течения, взаимодействие скачка уплотнения с пограничным слоем, управление течением, бафтинг.
М.А. Brutyan1'2, А. V. Petrov1, А. V. Potapchik1
1
2
Method of passive flow control of shock wave/boundary layer interaction at transonic speeds
Experimental studies of a buffeting onset phenomenon by a supercritical airfoil model at transonic speeds are presented. The new method of this phenomenon control is given. It is shown that the application of special jet vortex generators leads to delaying onset and a decreasing buffeting phenomenon.
Key words: transonic flows, shock wave/boundary layer interaction, flow control, buffeting.
1. Введение
Известно, что дальность полета крылатых летательных аппаратов (ЛА), согласно формуле Бреге, пропорциональна произведению числа Маха М полета на величину К аэродинамического качества Л А. Как показали многочисленные исследования, максимальные значения К-М достигаются при околозвуковых скоростях полета, когда на верхней поверхности крыла возникают местные сверхзвуковые зоны с замыкающими скачками уплотнения. При определенных условиях, с ростом числа М, взаимодействие скачка уплотнения с пограничным слоем на поверхности крыла вызывает возникновение «волнового отрыва», приводящего к значительному росту сопротивления и снижению значения К-М [1]. Известно также, что взаимодействие скачка уплотнения с пограничным слоем при определенных условиях может приводить к явлению трансзвукового бафета —аэродинамической составляющей известного аэроупругого явления бафтинга, которое проявляется в существенной нестационарности обтекания, сопровождающейся сильной тряской крыла и всей конструкции ЛА [2]. Таким образом, полет крылатых Л А на режиме максимальной дальности сопряжен с возможностью появления негативного явления бафета.
© Врутян М. А., Петров А. В., Потапчик А. В., 2019
(с) Федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования
«Московский физико-технический институт (национальный исследовательский университет)», 2019
Одним из путей решения проблемы бафтинга является концепция активного управления посредством выдува струи на верхнюю поверхность крыла. Струя сжатого воздуха выдувается из малой щели тангенциально к верхней поверхности крыла в области положения скачка непосредственно в окрестности ожидаемого отрыва пограничного слоя с целью его ослабления либо полного подавления. Ранее были проведены численные и экспериментальные исследования влияния выдува тангенциальной струи на верхнюю поверхность крыла компоновки крыло+фюзеляж и показано, что тангенциальная струя, выдуваемая в области предполагаемого отрыва, позволяет улучшить аэродинамические характеристики компоновки [3,4].
В статье представлены результаты экспериментальных исследований физической картины возникновения бафета при околозвуковых скоростях на модели сверхкритического крылового профиля. Показано, что применение пассивного способа управления обтеканием [5] путем создания специальных струйных вихрегенераторов дает положительный эффект, а именно: приводит к задержке возникновения и ослаблению явления бафета. Основное преимущество описанного в настоящей работе пассивного способа управления перед активным заключается в том, что он не нуждается в дополнительной затрате энергии, которую при активном управлении получают путем крайне нежелательного отбора от основного компрессора либо от вторичного контура двигательной установки ЛА.
2. Условия и методика проведения исследований
Исследования проводились в трансзвуковой аэродинамической трубе Т—112 ЦАГИ на модели, выполненной в виде прямоугольного крыла с хордой 200 мм и размахом 599 мм. Сечение крыла соответствовало геометрии сверхкритического профиля П—184—15 максимальной относительной толщины 15% (рис. 1).
Верхняя и нижняя стенки рабочей части трубы перфорированы (коэффициент перфорации а = 23%). Боковые стенки не перфорированы и имеют оптические окна, между которыми с помощью специальных кронштейнов устанавливается модель, что позволяет проводить оптические исследования картины обтекания одновременно с весовыми измерениями на трехкомпонентных аэродинамических весах.
П-184-15
200
Рис. 1. Геометрия исходного не модифицированного профиля П 184—15
Оптические исследования выполнялись с помощью прибора Теплера прямотеневым методом с дефокусировкой на расстоянии 460 мм от торца модели. Визуализация картины обтекания модели осуществлялась с использованием импульсной лампы (длительность вспышки 5Т0-6 с) высокой яркости, что дало возможность регистрировать вихревые структуры, возникающие при взаимодействии скачка уплотнения с пограничным слоем. Для регистрации динамической картины обтекания модели на режимах бафета применялась высокоскоростная видеокамера КЕБЬАКЕ Ро1топ ЯА—5 с частотой съемки 1000 кадров в секунду. С целью более полной и отчетливой регистрации вихревых структур использовалось сочетание скоростной видеосъемки с импульсной фотосъемкой. Данная методика проведения эксперимента в конечном итоге позволила получить наглядное представление о физической картине явления бафета.
Эксперименты проводились в диапазоне чисел Рейнольдса Ие = (2, 3—2, 8) • 106 и чисел М^ = 0, 6—0, 8. Заметим, что выбранный диапазон чисел 11е близок к соответствующим значениям, имеющим место в реальном полете, например, существующих крылатых ракет. По этой причине, применительно к данному классу Л А, результаты проведенных испытаний имеют особую ценность, поскольку не нуждаются в неоднозначной процедуре коррекции влияния числа 11е на условия натурного полета. Одновременно с оптическими испытаниями с помощью аэродинамических весов измерялись аэродинамические нагрузки, действующие на модель, и определялись аэродинамические коэффициенты подъемной силы и сопротивления профиля по стандартной методике.
3. Описание устройства пассивного управления бафетом при трансзвуковых скоростях
Как показали многочисленные исследования, основная причина явления бафета - колебание А-скачка, возникающее в определенных условиях при его взаимодействии с пограничным слоем. Для ослабления отрицательного влияния этого взаимодействия авторами был разработан и исследован новый способ ослабления бафета [1,6], основанный на создании струйных вихрегенераторов, располагаемых перед скачком уплотнения и действующих за счет пассивного перепуска воздуха из зоны повышенного давления за скачком уплотнения
Рис. 2. Принципиальная схема устройства пассивного управления обтеканием путем создания воздушных вихрегенераторов
Проверка эффективности нового способа управления обтеканием проводилась на модифицированной модели профиля П—184—15. Модификация состояла в том, что внутри модели была выполнена полость для перепуска воздуха через щель, расположенную на расстоянии 75% хорды от носка профиля в области за скачком уплотнения. Через эту
щель воздух перетекал сначала в полость, а затем из нее попадал к струйным вихреге-
%
%
существенную деталь, что для большего эффекта отверстия были выполнены под углом 45° к поверхности модели в вертикальном сечении, расположенном под углом 7 = 450 к направлению потока. В случае «чисто» поперечного выдува (7 = 90°) набегающий поток над отверстиями, «натыкаясь» на струю от вихрегенераторов, притормаживается, что приводит к уменьшению подъемной силы и, как следствие, к негативному влиянию на аэродинамическое качество.
Как уже отмечалось, эксперименты проводились с регистрацией оптической картины обтекания, сопровождаемой скоростной видео регистрацией и весовыми измерениями аэродинамических характеристик. Результаты исследований модели с управлением (перепуском воздуха) сопоставлялись с результатами испытаний исходной не модифицированной модели без управления.
(рис. 2).
угол поперечного выдува струй у
4. Обсуждение полученных экспериментальных результатов
Наиболее полно основные особенности физической картины трансзвукового бафета на модели профиля были изучены при угле атаки а = 4°. Выбор данного угла атаки связан с тем, что, как показали проведенные ранее исследования, на этом угле атаки реализуется значение коэффициента подъемной силы Су ~ 0, 5, которое характерно для крейсерского (наиболее экономичного) режима полета Л А типа крылатой ракеты.
При дозвуковом обтекании в диапазоне чисел М^ = 0, 61—0, 72 перепады давления между местами расположения щели и отверстий вихрегенераторов не велики. Поэтому заметного перетекания не происходит, что проявляется на зависимости коэффициента подъемной силы и аэродинамического качества от числа М^ (рис. 3).
Су
к / Без выдув; 1 N. С выдувом
ОЮ 0( М
Рис. 3. Экспериментальные зависимости коэффициента подъемной силы и аэродинамического качества от числа Маха набегающего потока
При закритическом режиме обтекания = 0, 75—0, 76) на верхней поверхности профиля возникает местная сверхзвуковая зона с замыкающим скачком уплотнения. Из оптического снимка видно, что влияние струйных вихрегенераторов проявляется в образовании косого скачка уплотнения, который приводит к торможению потока перед основным скачком, что в свою очередь приводит к ослаблению его интенсивности. Продольные вихри, генерируемые струями, вызывают перемешивание потока внутри пограничного слоя перед скачком, тем самым затягивая (по числу М^) момент возникновения отрыва пограничного слоя (см. рис. 4, 5).
Рис. 4. Оптическая картина обтекания модели профиля без управления
Наблюдаемые на оптических снимках появление и расширение вихревого течения за скачком уплотнения при увеличении числа М^ являются причиной прекращения роста коэффициента подъемной силы и начала его уменьшения. В диапазоне закритических чисел М^ = 0, 77—0, 79 на модели без перепуска имеет место постепенное усиление интенсивности скачка уплотнения и затем его «раздвоение», заключающееся в возникновении
А-скачка (А-ножки перед основным скачком). Возникновение А-ножки связано с утолщением пограничного слоя, не способного преодолеть положительный градиент перепад давления в скачке уплотнения.
Рис. 5. Оптическая картина обтекания модели профиля с управлением при помощи струйных вихрегенераторов
Результаты высокоскоростной видеосъемки показали, что при отсутствии А-ножки не наблюдается интенсивного вихреобразования, приводящего к увеличению сопротивления и уменьшению аэродинамического качества. Проведенные всесторонние исследования позволяют сделать вывод, что основной причиной бафета при околозвуковом обтекании профиля (или крыла большого удлинения), является возникновение А-скачка и его нестационарное движение вдоль хорды профиля.
Как показали проведенные эксперименты, совокупное воздействие предлагаемых специальных вихрегенераторов приводит к ослаблению интенсивности вихреобразования, уменьшению степени нестационарности обтекания и, как следствие, затягиванию (по числу Маха) начала возникновения бафета.
5. Заключение
Проведенные экспериментальные исследования показали, что струйные вихрегенерато-ры способствуют перемешиванию нижних низконапорных слоев пограничного слоя с верхними высоконапорными слоями, что позволяет пограничному слою преодолевать больший перепад давления в области скачка уплотнения без заметного утолщения и образования А-скачка.
Из полученных оптических картин обтекания, видно, что на закритических режимах правильное использование струйных вихрегенераторов позволяет достаточно эффективно задерживать развитие вихревой зоны за скачком уплотнения, что приводит к увеличению коэффициента подъемной силы и аэродинамического качества профиля крыла.
Исследования с помощью высокоскоростной видеокамеры подтвердили вывод, что струйные вихрегенераторы стабилизируют обтекание, задерживают развитие бафета и, как следствие, — возникновение крайне нежелательного аэроупругого явления бафтинга.
Литература
1. Брутян М.А. Основы трансзвуковой аэродинамики. Москва : Наука. 2017. 176 с.
2. Гарифуллин М.Ф. Бафтинг. Москва : Физматлит. 2010. 213 с.
3. Ahramova К.A., Brutyan М.А., Lyapunov S.V. [et. al.]. Investigation of buffet control on transonic airfoil by tangential jet blowing // 6th European Conference for Aeronautics and space sciences (EUCASS). Krakov. 2015. P. 1-9.
4. Boxer V.D., Wolkov A.V., Petrov A.V. Application of tangentional jet blowing for reduction of drag for supercritical airfoils at high subsonic speeds // TsAGI Science Journal. 2009. V. 40, N 1. P. 9-21.
5. Брутян M. А. Задачи управления течением жидкости и газа. Москва : Наука. 2015. 271 с.
6. Брутян М.А., Потапчик А.В. Способ ослабления волнового отрыва при взаимодействии скачка уплотнения с пограничным слоем // Патент на изобретение, №2 502 639 С2, гос. per. 27.12.2013.
References
1. Brutyan М.А. Foundation of transonic aerodynamics. Moscow : Nauka, 2017. P. 1-176. (in Russian).
2. GarifuIIin M.F. Buffing. Moscow : Fizmatlit, 2010. P. 1-213. (in Russian).
3. Abramova K.A., Brutyan M.A., Lyapunov S.V., et. al, Investigation of buffet control on transonic airfoil by tangential jet blowing. 6th European Conference for Aeronautics and space sciences (EUCASS). Krakov. 2015. P. 1-9.
4. Boxer V.D., Wolkov A.V., Petrov A.V. Application of tangentional jet blowing for reduction of drag for supercritical airfoils at high subsonic speeds. TsAGI Science Journal. 2009. V. 40, N 1. P. 9-21.
5. Brutyan M.A Problems of gas and fluid flow control. Moscow : Nauka, 2015. 271 p. (in Russian).
6. Brutyan M.A., Potapchik A.V. Method of shock wave/boundary layer separation decreasing. Patent RU, N 2 502 639 C2. 27.12.2013. (in Russian).
Поступим в редакцию 16.01.2019
