CC BY
216
Том XXXVI
УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ ЦАГИ 2 00 5
№ 3 — 4
УДК 629.735.33.015.3.025.1 629.735.45.015.3.035.62
ВЛИЯНИЕ НА АЭРОДИНАМИКУ КРЫЛА И НЕСУЩЕГО ВИНТА УСТАНОВКИ НЕБОЛЬШИХ КОНЦЕВЫХ КРЫЛЫШЕК
Б. Н. БУРЦЕВ, Е. С. ВОЖДАЕВ, М. А. ГОЛОВКИН,
Е. В. ГОЛОВКИНА, В. П. ГОРБАНЬ
Разработан и апробирован метод улучшения аэродинамики крыльев (на примере прямоугольных) и вертолетных несушдх винтов путем установки в их плоскостях небольших концевых крылышек прямоугольной формы. Показано, что выбором оптимального места положения крылышек по хорде крыла и угла их заклинения может быть существенно повышено аэродинамическое качество крыла, причем максимальное аэродинамическое качество может быть приближено к качеству прямого крыла такого же удлинения или даже крыла с эллиптическим законом распределения нагрузки. Экспериментально показана возможность повышения с помощью концевых крылышек относительного коэффициента полезного действия несущих вертолетных винтов на режиме висения. Летные исследования, проведенные на соосном вертолете Ка-27, показали, что установка концевых крылышек на лопастях верхнего и нижнего несущих винтов позволяет уменьшить переменные нагрузки в плоскости взмаха на рукавах втулки нижнего несущего винта.
Изложен метод воздействия на аэродинамические характеристики несущих систем с помощью концевых крылышек. Как известно, для улучшения аэродинамических характеристик несущих поверхностей используются различные устройства, устанавливаемые на концах крыла [1] — [8]. Наиболее часто этими устройствами являются так называемые концевые крылышки, позволяющие существенно увеличить аэродинамическое качество летательного аппарата. Эти крылышки могут устанавливаться в плоскости, близкой к вертикальной, и выполняют в этом случае роль концевых шайб, позволяя приблизить закон распределения нагрузки по крылу к постоянному. Кроме того, на них может реализовываться пропульсивная сила в результате индуктивного воздействия вихревой системы несущей поверхности и, в частности, концевых вихрей. Эффекты от установки таких крылышек могут быть настолько велики, что позволяют на крыле умеренного удлинения достичь прироста аэродинамического качества на 40% [4], а на транспортном самолете с крылом большого удлинения — на 8 —12% [8]. Столь большие приросты аэродинамического качества, видимо, объясняются сильными отличиями распределения аэродинамической нагрузки по исходным крыльям от оптимального закона. Следует отметить, что размеры таких вертикальных крылышек бывают иногда весьма значительны (порядка хорды крыла). Это делает применение подобных крылышек на лопастях несущего винта вертолета практически невозможным или весьма затруднительным. Поэтому был разработан и апробирован метод улучшения аэродинамики крыльев (на примере прямоугольных) и вертолетных несущих винтов путем установки в их плоскостях небольших концевых крылышек прямоугольной формы.
Экспериментами по визуализации течения, проведенными в гидродинамической трубе, установлено, что применение концевых крылышек в оптимальном положении приводит к значительному ослаблению концевого вихревого жгута крыла и перестройке течения, а следовательно, к перераспределению нагрузок по размаху крыла. Показано, что выбором
оптимальных места расположения крылышек по хорде крыла и угла их заклинения может быть существенно (на несколько единиц) повышено аэродинамическое качество крыла, причем максимальное аэродинамическое качество может быть приближено к качеству прямого крыла такого же удлинения или даже крыла с эллиптическим законом распределения нагрузки вследствие перераспределения нагрузки по крылу с крылышками, приближения закона ее распределения к оптимальному, эллиптическому. Эти результаты подтверждены весовыми экспериментальными и расчетными исследованиями. Экспериментально показана возможность повышения с помощью концевых крылышек относительного коэффициента полезного действия несущих вертолетных винтов на режиме висения.
Летные исследования, проведенные на соосном вертолете Ка-27, показали, что установка концевых крылышек на лопастях верхнего и нижнего несущих винтов позволяет реализовать еще и другой эффект: существенно уменьшить переменные нагрузки в плоскости взмаха на рукавах втулки нижнего несущего винта, что объясняется ослаблением концевых вихревых жгутов, сходящих с верхнего несущего винта, приводящим к уменьшению локальных нагрузок на лопастях нижнего несущего винта. Отмечается, что установка небольших концевых крылышек по ряду конструктивных соображений может иногда оказаться более выгодной, чем увеличение размаха крыла или диаметра несущего винта, даже в случае получения такой же степени аэродинамического совершенства. Кроме того, как показали исследования [9], [10], они способствуют существенному снижению акустических возмущений и шума вертолета на местности. Последнее особенно актуально в связи с введением четвертой главы ИКАО по снижению уровня шума на местности от воздушных судов.
1. Экспериментальное оборудование и режимы испытаний. Комплекс исследований включал: изучение структуры течения в области концевых сечений крыльев с установленными на них концевыми крылышками и без них в гидродинамической трубе; весовые измерения характеристик прямоугольных крыльев в аэродинамической трубе; исследование аэродинамики несущих винтов с установленными на их лопастях концевыми крылышками на режиме висения; проведение летных испытаний на вертолете Ка-27, на лопастях несущего винта которого установлены концевые крылышки.
Исследования в гидродинамической трубе производились на модели полукрыла прямоугольной формы в плане. Полуразмах был равен 0.25 м, хорда Ь = 0.13 м. Испытания проводились с двумя различными законцовками крыла: с прямым срезом и скругленным. Торец крыла с прямым срезом был образован плоскостью, нормальной плоскости хорд крыла. Скругленная законцовка была образована поверхностью, огибающей семейство полуокружностей с радиусом, равным половине местной толщины профиля. Линия центров этих полуокружностей делила местную толщину концевого профиля крыла пополам. Основные геометрические и аэродинамические характеристики профилей приведены в таблице:
Номер профиля с, % хс, % f, % xf, % cy max cx min cm0
1 20 35 2.4 53 1.08 0.0095 -0.07
2 11 30 2.2 45 1.1 0.008 -0.05
3 11 38.5 3.2 34 1.12 0.007 -0.015
4 11 33 2.5 50 1.08 0.0075 0.07
5 9 37.5 1.5 40 1.1 0.007 -0.05
В гидродинамической трубе испытывалось полукрыло с профилем 1. На крыле устанавливалось концевое крылышко с профилем NACA 23012, хордой 0.2b и размахом 0.4b. Расстояние от передней кромки крыла до передней кромки крылышка составляло 0.2b. Угол установки концевого крылышка ф относительно плоскости крыла изменялся в пределах от -20° до 20°, угол атаки крыла а — от 0 до 20°. На крыле и крылышке имелись дренажные отверстия, откуда выпускалась визуализирующая жидкость. Скорость потока в гидродинамической трубе при испытаниях составляла V = 0.1 м/с, что соответствовало числу Re = Vb¡v = 9000 (v — кинематический коэффициент вязкости воды).
В аэродинамической трубе Т-105 испытывались модели прямоугольных крыльев с размахом 1.5 м, хордой b = 0.3 м, удлинением Х = 5, с тремя типами профилей, основные характеристики которых указаны в таблице (профили 1—3). Все крылья имели скругленную законцовку
с радиусом, равным половине местной толщины профиля. На различных расстояниях от передней кромки крыльев (от 0.1b до 0.7b) устанавливались концевые крылышки с профилем NACA 23012, размахом 0.4b и хордой 0.2b. Углы установки крылышек относительно плоскости крыла изменялись от -8 до 4°. Испытания проводились в диапазоне углов атаки а крыльев от -7 до 22° при скоростях потока V = 25 и 30 м/с, что соответствовало числам Re = 0.5-106 и 0.6-106.
Исследование влияния концевых крылышек на аэродинамические характеристики несущих винтов проводилось на двух моделях разного масштаба на режиме висения. Винт 1 имел радиус R = 1.27 м, число лопастей k = 4. Форма лопастей в плане — прямоугольная, профиль лопастей — NACA 23012, геометрическая крутка — 7.2°, b = 0.127 м. Лопасти имели законцовку с прямым срезом. Коэффициент заполнения винта c = kbj(nR) = 0.128. Концевые крылышки
имели размах 0.16b, хорду 0.12b, профиль NACA 23012. Расстояние от передней кромки крылышек до передней кромки лопастей в экспериментах составляло 0.12b, 0.26b, 0.33b, 0.47b, 0.61b. Угол установки концевого крылышка относительно хорды концевого сечения лопасти изменялся от 0 до -10°. Исследования проводились при фиксированной частоте вращения 500 1/мин, что соответствовало скорости концов лопастей 67 м/с. Винт 2 имел радиус R = 2 м, число лопастей k = 4. Форма лопастей в плане — прямоугольная, профиль лопастей — специализированный вертолетный (профиль 4, см. таблицу), геометрическая крутка 9°, хорда b = 0.2 м, законцовка
с прямым срезом; коэффициент заполнения с = 0.128. Концевые крылышки размахом 0.4b с хордой 0.2b имели специализированный профиль 5 (см. таблицу). Угол заклинения крылышек относительно концевых сечений лопастей составлял ф = —4°. Расстояние от передней кромки крылышек до передней кромки лопастей х = 0.2b. Частота вращения 1040 1/мин, окружная скорость концов лопастей при этом равнялась 220 м/с.
Летные испытания проводились на соосном вертолете Ка-27 с диаметром трехлопастных несущих винтов 16.9 м, хорда прямоугольных в плане лопастей 0.48 м, профиль лопастей NACA 23012. Прямоугольные крылышки размахом 0.18 м с хордой 0.096 м имели профили NACA 23012 и крепились на законцовках лопастей, имеющих прямой срез, вблизи носка профиля лопасти (схема установки концевых крылышек показана на рис. 8). Угол заклинения концевых крылышек относительно плоскости хорд лопастей принимал значения -4; 0; 4°.
2. Структура течения вблизи концевых сечений крыла. Для более глубокого понимания причин повышения аэродинамического качества крыла при установке крылышек была проведена визуализация течения в окрестности законцовки крыла.
Рассмотрим сначала течение на крыле (без крылышек) с двумя типами законцовок — с прямым срезом и скругленной (рис. 1). Видно, что концевой вихревой жгут у крыла с прямым срезом более «размыт». Это объясняется тем, что в данном случае концевой вихрь формируется в
Крыло со скругленной законцовкой Крыло с прямым срезом
Вил в плане Вид сбоку Вид в плане Вид сбоку
Рис. 1. Структура течения в окрестности законцовок крыльев, а =10°
результате слияния двух вихревых жгутов, образующихся на верхней и нижней острых кромках прямого среза крыла. Таким образом, тип законцовки может существенно влиять на структуру концевого вихря и, следовательно, на работу концевых крылышек и распределение нагрузки по
размаху.
Крыло со скругленной законцовкой
<р = 0 ф = -5° ф = -10°
Рис. 2. Структура обтекания крыльев с концевыми крылышками, а =10°
Установка крылышек в оптимальном положении вызывает существенную перестройку течения в окрестности концевых сечений крыла. Четко выраженного вихревого жгута, сходящего с концевого сечения крыла, при этом не наблюдается (рис. 2), что, видимо, соответствует существенному перераспределению нагрузки по размаху крыла. На крылышке отчетливо виден концевой вихрь более слабый, чем на крыле без крылышка. Причем с уменьшением угла установки крылышка ф его интенсивность уменьшается, и при достаточно малых ф (примерно -10°) вновь начинает формировать концевой вихрь крыла. Из спектров обтекания также видно влияние типа законцовки на структуру концевого вихря, сходящего с крылышка. На крыле со скругленной законцовкой концевой вихрь, сходящий с крылышка, более концентрированный.
Эксперименты, проведенные в гидродинамической трубе, показывают, что установка концевых крылышек приводит к значительному ослаблению концевого вихревого жгута крыла и перестройке течения, а следовательно, и нагрузок по размаху крыла.
3. Влияние концевых крылышек на аэродинамические характеристики крыла. В
Рис. 3. Влияние установки концевых крылышек на аэродинамические характеристики
крыла
качестве иллюстрации на рис. 3 приведены аэродинамические характеристики крыла с профилем 1 без крылышек. Там же даны и аэродинамические характеристики крыла с профилем 1 с крылышками. Установка крылышек приводит к заметному увеличению производной дсу^ /да,
увеличению максимального значения коэффициента подъемной силы на 0.05 и значительному снижению коэффициента сопротивления сх (при а > 2° значение сх уменьшается примерно на
0.005 * 0.01).
Коэффициент момента тангажа тг при установке крылышек практически не меняется. Зависимости аэродинамического качества К = су от угла атаки для крыльев с различными
профилями приведены на рис. 4. Эти результаты получены с концевыми крылышками, установленными на расстоянии 0.1 Ь от передней кромки крыла при трех значениях угла установки: ф = -4;0;4 °. Применение концевых крылышек позволяет получить прирост
аэродинамического качества на 18% для крыла с профилем 1 и на 10% для крыла с профилем 3, благодаря чему аэродинамическое качество системы «крыло — крылышки» приближается к качеству крыла с такими же размахом и площадью с удлинением X = 6.5. Зависимости качества этих крыльев эллиптической и прямоугольной формы в плане от угла атаки, полученные пересчетом этой зависимости исходных крыльев прямоугольной формы, также приведены на рис. 4. Здесь следует особо подчеркнуть, что достигаемый прирост качества, т. е. степень приближения к характеристикам таких крыльев, определяется не только размерами крылышек, но и в большой степени положением их по хорде крыла и углом их установки. На рис. 5 показана зависимость максимального аэродинамического качества Ктах от этих параметров. Можно видеть, что их оптимальные значения зависят и от типа профиля крыла. Так, для крыла с
Рис. 4. Влияние угла заклинения крылышек на аэродинамическое качество крыльев
Рис. 5. Влияние положения концевых крылышек по хорде на максимальное аэродинамическое
качество крыла
Рис. 6. Расчет по схеме тонкой несущей поверхности в линейной постановке распределения нагрузки по размаху для крыльев с концевыми крылышками и без них
профилем 1 максимальное аэродинамическое качество практически не изменяется при перемещении крылышек от 0.1Ь до 0.3Ь, а для крыла
с профилем 3 при перемещении крылышек от 0.1 Ь до 0.2Ь прирост уменьшается более чем в два раза. Возможно, это связано с особенностями распределения аэродинамической нагрузки вблизи концевых сечений крыльев с разными профилями. Этим же, видимо, объясняется различие оптимальных значений угла установки крылышка для разных крыльев. Например (см. рис. 5), для крыла с профилем 1 оптимальный угол установки ф изменяется в пределах от -4° до нуля в зависимости от положения крылышка по хорде, а для крыла с профилем 2 — равен примерно 2°.
Для выяснения характера нагружения крыльев с концевыми крылышками и без них по схеме тонкой несущей поверхности в линейной постановке были проведены расчеты таких
несущих систем. На рис. 6 приведено расчетное распределение нагрузки Г = [с^ (г~)/Ь (гI по
размаху исследуемых несущих систем и эллиптических крыльев соответствующих удлинений, где су (г) — местный коэффициент подъемной силы, Ь (г) — местная хорда, I — полуразмах
исходного прямоугольного крыла. Видно, что установка крылышек в оптимальном, с точки зрения прироста качества, положении (рис. 6, б) приводит к более плавному характеру распределения суммарной нагрузки по безразмерному размаху г = 2г/1, чем на исходном прямоугольном крыле (рис. 6, а), а в центральных сечениях крыла распределение нагрузки приближается к распределению на эллиптическом крыле. В концевых сечениях крыла (г «1)
уменьшается дГ/ дг, что соответствует снижению интенсивности концевого вихря крыла и уменьшению индуктивного сопротивления.
В то же время неоптимальное положение крылышка по хорде (рис. 6, в) может привести к резкой неравномерности распределения нагрузки, т. е. к увеличению индуктивного сопротивления несущей системы.
Таким образом, рационально выбирая параметры концевого крылышка сравнительно малых размеров, можно приблизить распределение суммарной нагрузки по крылу к оптимальному закону, соответствующему минимальному значению индуктивного сопротивления.
4. Несущие винты вертолета с концевыми крылышками. Влияние установки концевых крылышек на лопастях малоразмерного винта 1 на относительный коэффициент полезного
действия п = с32/(2тк ) показано на рис. 7, а. Здесь и далее значения коэффициентов силы тяги ст, крутящего момента тк и значения с для винта с крылышками рассчитаны по радиусу несущего винта без крылышек. Расстояние от передней кромки лопастей до крылышек составляло 0.12Ь.
Можно видеть, что полезный эффект от установки крылышек также определяется рациональным выбором параметров крылышка. При ф = 0 максимальный коэффициент
полезного действия превышает значения По для винта без крылышек примерно на 0.01. При ф = -10° максимальный прирост По составляет примерно 0.04. Причем область, в которой достигается максимальный прирост коэффициента полезного действия при увеличении (по абсолютной величине) угла установки крылышка, сдвигается в сторону больших ст/ с. Следует отметить, что при пересчете аэродинамических характеристик винта с учетом увеличения его радиуса за счет установки крылышек величина прироста По будет заметно снижена (в данном случае максимальный прирост По равен примерно 0.02). Прирост коэффициента полезного действия для несущего винта также обусловлен изменением характера распределения нагрузки по несущему винту вследствие установки крылышек, приближением закона распределения нагрузки по радиусу к оптимальному (постоянному для винта), а также реализацией пропульсивной силы на крылышке. С увеличением окружной скорости несущего винта прирост относительного коэффициента полезного действия от установки крылышек может заметно снизиться вследствие возрастания вклада в крутящий момент от волнового сопротивления. Расположение крылышек на винте 1 на расстояниях
0.26Ь—0.61Ь не привело к возрастанию коэффициента полезного действия.
Исследования, проведенные на винте 2 при окружной скорости концов лопастей 220 м/с, показали (рис. 7, б), что несущий винт с крылышками при малых ст/с имеет прирост относительного коэффициента полезного действия примерно 1%.
Следует отметить, что на несущем винте, как и на крыле, величина прироста коэффициента полезного действия от установки крылышек, видимо, зависит от степени совершенства исходного несущего винта без крылышек, близости характера распределения нагрузки по размаху или радиусу к оптимальному. Оптимальное положение крылышек зависит также от типа используемого профиля.
Как показали летные исследования на соосном вертолете Ка-27, применение концевых крылышек на лопастях верхнего и нижнего несущих винтов позволяет существенно уменьшить переменные нагрузки в плоскости взмаха на рукавах втулки нижнего несущего винта. При скорости полета 240 км/ч было получено, что при оптимальных углах установки крылышек (ф = -2 -^-4°) изгибающий момент М снижается на ±20 30 кГм при оборотах несущего винта
п = 90% номинального значения и на ±70 80 кГм при п = 93% (рис. 8). При увеличении ф до -6° нагрузки снижались незначительно, и при этом появлялась тенденция к росту вибраций по
РйисВ .7 ВВиянниеу (уЕ®аню8акик(ион||це^ахк|крыЕяьша1екнаа инношотщийыйэ менф (фшронтшоиезташха в рукавах втуржтисущкувиитовиверголета Ка-27
оси Oy с частотой третьей гармоники оборотов несущего винта. На верхнем несущем винте, где соответствующие нагрузки значительно ниже и не имеют высокочастотных составляющих, установка крылышек не приводила к заметному эффекту. Полученное уменьшение переменных нагрузок на втулке несущего винта обусловлено, видимо, тем, что при установке крылышек ослабляются концевые вихревые жгуты, сходящие с верхнего несущего винта, а это приводит к уменьшению локальных нагрузок на лопастях нижнего несущего винта.
Установка небольших концевых крылышек может по ряду конструктивных соображений, например по соображениям экономии веса, иногда оказаться более выгодной, чем увеличение размаха крыла или диаметра несущего винта, даже в случае получения такой же степени аэродинамического совершенства. Можно также отметить, что такого рода концевые крылышки, вследствие ослабления концевого вихря, дают существенное снижение акустических возмущений и шума вертолета на местности [9], [10], так что применение их на вертолете актуально также и по этим соображениям.
ЛИТЕРАТУРА
1. Чичеров Н. А. Расчет аэродинамических характеристик крыла с концевыми шайбами по теории тонкой несущей поверхности // Труды ЦАГИ. — 1982. Вып. 2170.
2. Кажан В. Г. Расчет аэродинамической эффективности вертикальных концевых поверхностей //Ученые записки ЦАГИ. — 1982. Т. XIII, № 1.
3. Кажан В. Г., Теперин Л. Л., Баринов В. А. Исследование течения в окрестности законцовки стреловидного крыла на ЭВМ // Труды ЦАГИ. — 1982. Вып. 2124.
4. Marchman T. F., Faery H. F., Manor D. Whitcomb winglet application ot general aviation aircraft // AIAA Paper. — 78—1478.
5. Spillman T. T. The use of wing tip sails to reduce vortex drag // Aeronautical J. —
1978. Vol. 82, N 813.
6. Ishimitsu K. K. Aerodynamic design and analysis of winglets // AIAA Paper. —
76—940.
7. Taylor А. B. Winglet and long-duct nacelle aerodynamic development for DC-10 derivatives // NASA CP 2036. Vol. 2.
8. Flechner S. G. and Jacobs P. F. Experimental results of winglets on first, second and third generation jet transports // NASA TM 72—674. — 1978.
9. Бурцев Б. Н., Акиньшин В. И., Ганюшкин Ю. П., Котляр А. Д.
Летные исследования влияния докрылков и закрылков на лопастях верхнего и нижнего винтов на прочностные, вибрационные и акустические характеристики соосных вертолетов //
Труды третьих научных чтений, посвященные памяти академика Б. Н. Юрьева, «Проектирование и конструкция вертолетов». — Москва, 13 —14 ноября 1989. — М.: ИИЕТ АН СССР. — 1990.
10. Samokhin V. F., Burtsev B. N. On the nature of acoustic radiation of coaxial rotors // 26th ERF, 26+29 september 2000. — The Hague, The Netherlands. — 2000.
Рукопись поступила 20/VII2004 г.
