Влияние акустических возмущений на подъемную силу треугольных крыльев с острыми кромками Текст научной статьи по специальности «Физика»

УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ Ц^И

Том XXII 1991 Л6 5

УДК 629.735.33.015.3.025.4

ВЛИЯНИЕ АКУСТИЧЕСКИХ ВОЗМУЩЕНИЙ НА ПОДЪЕМНУЮ СИЛУ ТРЕУГОЛЬНЫХ КРЫЛЬЕВ С ОСТРЫМИ КРОМКАМИ

А. В. Зосимов, А. А. Пилипенко, Л. Н. Уханова, Г. К. Шаповалов

Экспериментально исследовалась возможность акустического способа управления вихревой структурой, формирующейся при отрывном обтекании тонких треугольных крыльев с острыми кромками. Показано, что путем внешнего монохроматического звукового облучения определенной частоты и интенсивности можно существенно увеличить коэффициент подъемной силы треугольных крыльев при удлинении Л > 2 на закритических углах атаки.

В последние два десятилетия в многочисленных трудах отечественных и зарубежных ученых было исследовано влияние различного рода периодических и, в частности, . акустических возмущений на структуру струйных и отрывных турбулентных течений [1—5]. Чувствительность струйных и отрывных течений к периодическому возбуждению (механическому, тепловому, акустическому, типа вдув — отсос и т. д.) обусловлена неустойчивостью поверхности тангенциального разрыва, которая в отсутствие периодического воз-буждення приводит (на нелинейной стадин своего развнтия) к образованию крупно-^сштабных внхревых структур н их взанмодействию (напрнмер, попарному соедннению).

Воздействне перноднческнх возмущений, в завнснмостн от нх частоты, может вызывать уснленне нлн ослабленне этнх структур и, в конечном счете, изменять суммарные аэроди-намическне характеристики струйных н отрывных течений. Наиболее чувствительным к периодическим и, в частности, акустическим воздействиям является тонкий слой смешения вблизи среза сопла (для струй) или же вблизи острых кромок (в отрывных течениях), где поперечные градиенты скорости очень велики.

В недавних публикациях [6, 7] было показано, что при отрывном обтеканнн тонких треугольных крыльев с острыми кромками сходящая с передней кромки вил^еваи . пелена (поверхность тангенциального разрыва) состоит из дискретных вихревых структур. Эти вихревые структуры характеризуются определенной пернодичностью. По мере удаления от поверхностн крыла они попарно «скручиваются», образуя вихри большего размера и большей интенснвности, т. е. проиехрдят те же самые процессы, которые наблюдаются и в двумерных свободных сдвиговых слоях.

Возможность воздействия на эти дискретные вихри исследовалась экспернментально путем импульсного вдува — отсоса через .тоикую щель вдоль передней кромки [7]. При этом частота возмущений и скорость течения через щель изменялись в широких пределах . Наибольшая эффективность воздействия иаблюдалась, косда частота периодического вдува — отсоса совпадала с субгармоникой естественной частоты вихрей при невозмущенном теченнн, а скорость течения через щель имела тот же порядок, что и скорость Н9бегающего потока.

В настоящей статье представлены результаты экспериментального исследования возможности акустического способа воздействия на структуру вихревой пелены тонких треугольных крыльев различной стреловидности в широком диапазоне углов атаки и тем самым изменения их аэродинамических характеристик.

Условия эксперимента. Эксперимент был поставлен в аэродинамической трубе зам-киутого типа с открытой рабочей частью, длина которой* равна 1 м, а' прямоугольное поперечное сечение сопла имеет размеры 0,4 X 0,6 м. Скрытая рабочая часть трубы заключена в камеру Эйфеля.

В качестве испытываемых моделей использовались 10 тонких треугольных крыльев с острыми кромками. Основные геометрические параметры этих моделей приведены в нижеследующей таблице:

Номер крыла Корневая хорда Ь, м Размах 1, м Удлиненне Л Площадь 5, м2

1 0,288 0,680 0,500 0,009

2 0.240 0,075 0,625 0,009

3 0,189 0,095 1,00 0,009

4 0,171 0,100 1,200 0,009

5 0,150 0,120 1,600 0,009

6 0,123 0,141 2,330 0,009

7 0,110 0,165 3,000 0,009

8 0,098 0,198 4,000 0,010

9 0,076 0,200 5,300 0,008

10 0,074 0,250 6,800 0,009

Выбранные модели не создавали в рабочей части мождение больше 4% даже при углах атаки 90°

Были выполнены в основном весовые нспытання перечнсленных выше моделей треугольных крыльев. Для этого нспользовалнсь четырехкомпонентные тензовесы, выходные снгналы с которых непосредственно передавались на ЭВМ. Тензовесы угтанавливались на автоматически управляемом механизме изменения угла атаки, который обеспечивал размещение закрепленной нг> нем модели в ядре потока. Диапазон изменения углов атаки при этом составлял а. = О — 80°.

* По данным весовых измерений определялись коэффициенты действующих на крыло нормальной н тангенциальной сил и на их основе вычислялся коэффициент подъемной силы Су. Закреплеиие модели на весах осуществлялось при помощи державки, конец которой размещался в цеитре кормовой части крыла, с его наветренной стороны. При этом, естественно, нарушалась симметрия обтекания крыла, что приводило, в частности, к ненулевым значениям аэродинамических сил при а. = О.

Звуковое поле в рабочей части трубы создавалось электродинамическим громкоговорителем, соединенным через усилитель мощности с генератором чистого тона. Громко-говорнтель устанавливался внутри камеры Эйфеля около диффузора. Звуковое давление в процессе эксперимента контролировалось при помощи конденсаторного микрофона, закрёпленного вне потока над носком крыла.

На начальном этапе исследований были подробно изучены аэроакустические параметры трубы: определены скорости, соответствующие автоколебательным режимам, получены акустические амплитудно-частотные характеристики тракта трубы и выявлены его резонансные частоты, измерены уровни турбулентности в ядре потока (в окрестности модели) для диапазона скоростей от 10 до 50 м/с.

С учетом этих данных выбиралась скорость потока, при которой осуществлялись все весовые измерения. Эта скорость составляла V 00 = 20 м/с и соответствовала такому режиму работы трубы, при котором внешнее звуковое облучение слабо влияло на интенсивность пульсаций скорости набегающего потока. Кроме того, было также экспериментально установлено, что изменение загромождения рабочей части трубы при измеиеиии угла атаки треугольных крыльев практически не сказывалось на уровне турбулентности в рабочей части трубы.

Число Рейнольдса, которое подсчитывалось по корневои хорде модели и скорости набегающего потока, изменялось в экспериментах в диапазоне Re = (1,03 4,65) 105.

Цягтоты внешнего звукового поля в большинстве опытов выбирались равными I = 192 и 455 Гц. Эти значения соответствовали тем резоиансным частотам тракта трубы, при которых достигалась достаточно высокая иитенсивность звукового поля (до 127 дБ).

Многократнымн проверками было установлено, что при отсутствии потока в трубе звуковое поле не оказывало заметного влияния иа показания тензовесов независимо от того, была закреплена на них модель или нет. Вибрации моделей в потоке со Звуковым облученнем и без звука контролировались по величине пульсаций нормальной силы. При звуковом облучении потока наблюдалось уменьшение среднеквадратичных значений I этих пульсаций, а следовательно, уменьшение амплитуды вибраций крыльев.

Эксперименты осуществлялись следующим образом: для каждого значения угла атаки при постоянной скорости потока записывались показания с тензовесов без звукового облучения и при наличии звука. .В тех случаях, когда эффект звукового воздействия был невелик, процесс (включения и выключения звука) повторялся многократно. При этом 'была получена убедительная повторяемость результатов. Во всех/экспериментах размеры крыльев были меньше. чем половина длины звуковой волиы, соответствующей частоте внешнего ослучения.

В условиях даниого эксперимеита не удалось получить иепрерывной зависимости аэродинамических характеристик модели от частоты звука, так как достаточно большие (пороговые) уровни звукового давления достигались только на некоторых частотах. Однако результаты измерений, выполненных для ряда дискретных частот в диапазоне от 170 до 500 Гц показали, что аэроакустическое взаимодействие имеет нерезонансный, асинхронный характер и усиливается с увеличением частоты.

Результаты эксперимента. Влияние звукового облучения на аэродинамические характеристики исследованных моделей тонких треуго.льных крыльев наблюдалось во всем выбранном диапазоне удлинений 1. = 0,5 Ч- 6,8. На рис. 1 и 2 представлены зависимости коэффициента подъемной силы с„ от угла атаки а без звукового облучения потока и' при наличиии звукового поля.

Как указывалось выше, способ крепления моделей на тензовесах нарушал симметрию обтекания, что соответственно сказывалось и на результатах измерений. Приведенные на рис. 1 и 2 данные скорректированы следующим образом: начало координат

для каждой зависимости смещалось по оси ординат таким образом, чтобы иулевое значение коэффициента подъемной силы соответствовало нулевому углу атаки. В этом случае значения Сут аХ оказывались близкими к тем, которые приводятся в

работах [8, 9] для тонких треугольных крыльев аналогичных удоииений.

Поскольку характер обтекания тонкого треугольного крыла существенно зависит от его удлинения, естественно, и эффективность акустического способа управления отрывом оказывается различной для крыльев различного удлинения. Как видно из рис. 1 и 2, наи-бо.льший эффект увеличения подъемной силы треугольного крыла с острыми кромками под действием звукового облучения достигается при значении 1. = 2,3.

При всех значениях удлинения 1. наибольшая чувствительность аэродинамических характеристик к акустическому возбуждению наблюдалась на углах атаки, превышающих критическое значение. Согласно результатам экспериментальных и теоретических работ [8—10] при этих значениях угла атаки вихревое течение над верхней поверхностью крыла является неустойчивым, наблюдается разрушение спиральной структуры вихревой пелены и образование над поверхностью крыла замкнутой вихревой зоны.

В данном эксперименте предпринималась попытка получить представление о конфигурации вихревой пелены непосредственно за кромкой крыла (1. = 2,33, сх = 38°) при наличии звукового облучения потока и в потоке без звука. С этой целью в плоскости Оуг, перпендикулярной поверхности крыла и отстоящей на х/1 = 0,05 ниже по потоку от. задней кромки, были получены при помощи термоанемометрической аппаратуры профили интенсивности продольных пульсаций скорости Еи(г) для различных значений координаты у. Через точки этой плоскости, координаты которых соответствовали максимальным значениям пульсаций скорости на профилях Еи(г), проводились линии, которые идентифицировались с линиями пересечения вихревой пелены плоскостью Оуг. Полученные таким образом контуры вихревой пелены в потоке со звуковым и без звукового поля изображены на рис. 3.

Отчетливо видно, что под действием звукового поля положения максимумов пульсаций скорости над крылом смещаются ближе к его поверхности, т. е. в случае эффективного звукового воздействия вихревая пелена на закритических углах атаки «поджи-

1.2

1,,0

0,8

0,5

0,4

0,2

О

О

0,2

0 ■

О

0.2

8 * в

* 80 8 •: с'/

•• 8 "О

8 8 8 0.6

*8 12 8 0,6

•оо ' *

*8

%

і* а__________|_

4 о

1,0 ' 0.2

Чоо ,

----- 8______| о

* I * .і0***.0й

Ті----------------%-

_1_

"8 '

оїг.о.8

о •

о»*

“СГ°

• 8

*.о

8 о

_1_

_1_

У.. = 20м/с

° / = 455Гц • О

J 0,2 О 0,2

її!----------01^ 0 I

« 8

2,3 І

о • В °

-о—а________

_1_

• в

-а—і

х

У^=20м/в о ?=тгц

• о

_і________і________і_

15° 30° 45° 60° ос 75° 0 15° 30° 45° 60° а 75°

. Рис. 1 Рис. 2

і

В

8

8

і

І

О

і

8

и

в

і

О

мается» к поверхности крыла, разрежеиие над крылом увеличивается и, как следствие, подъемная сила иесколько возрастает.

Таким образом, иа осиове проведеиных весовых испытаиий установлен эффект уве-личеиия подъемиой силы тонких треугольиых крыльев с острыми кромками при воздействии акустических колебаиий чистого тоиа. Существеииое, до 15%, увеличеиие подъемиой силы достигается иа закритических углах атаки (а = 30 — 80°) доя крыльев с удлииеиием л. > 2.

Авторы. выражают глубокую призиательиость А. С. Гиневскому за виимаиие к работе и цеииые советы.

ЛИТЕРАТУРА

1. Г и и е в с к ий А. С., В л а с о в Е. В., К о л е с и и к о в А. В. Аэро-акустические взаимодействия.— М.: Машииостроеиие, 1978.

2. В л а с о в Е. В., Г и и е в с к и й А. С. Когереитные структуры в

струях и следах. Итоги иауки и техиики, серия «Мехаиика жидкости и

газа». — 1986, т. 20.

J. К о з ji О н В. В. Возникиовеиие и развитие возмущеиий в отрывных течеииях. В сб.: Механика иеодиородиых систем. Новосибирск, 1985.

4. S t о n е J. К., Мс. К i n zi е О. J. Jr. Acoustic excitation — а рго-mising new means of controlling shear layers.— NASA ТМ-83772, 1984.

5. R is е Е. J., Z а m а n К. В. М. Q. Control of shear flows Ьу artificial excitation. 1987, A1AA Рар. 2722.

6. G а d - е l - Н а k М., В l а с k w е l d е г R. F. ТЬе discrete vortices from

а delta wing.— A1AA J., 1985, уо1. 23, N 6.

7. G а d - е Г-Н а k М., В l а с kw е l d е г R. F. Control о! the discrete

vortices from а delta wing.— A1AA J., 1987, уо1. 25, N 8.

8. В и з е ль Е. П., Г у б ч и к А. А., К а с с и ч М. В. Экспери-

ментальное исследоваиие отрывиых течеиий и нелинейиых характеристик тонких крыльев.— Труды ЦАГИ, 1978, вып. 1915.

9. В и з е ль Е. П. О влиянии удоииеиия треугольиых крыльев иа

структуру ближиего вихревого следа.— Учеиые записки ЦАГИ, 1980, т. 11, № 5.

10. А пари и о в В. А., Б е л о ц е р к о в с к и й С. М., К о в а л е в Е. Д. Числениый эксперимент по изучеиию нелинейных характеристик и вихревых структур тонких крыльев различной формы в плаие.— Труды ЦАГИ, 1978, вып. 1915.

Рукопись поступила 22/Ш 1990 г.