CC BY
64
2007
НАУЧНЫЙ ВЕСТНИК МГТУ ГА серия Аэромеханика и прочность
№ 111
УДК 629.735.015
ВЛИЯНИЕ СКОРОСТИ СНИЖЕНИЯ И РЕЖИМА ОБТЕКАНИЯ НА НЕСУЩИЕ СВОЙСТВА КРЫЛА ВБЛИЗИ ЭКРАНА
С.М. ЕРЕМЕНКО, Н.Н. КОПЫЛОВ, В. А. ПОДОБЕДОВ
Работа выполнена при поддержке гранта Российского фонда фундаментальных исследований, проект № 06-08-01264
В работе рассматриваются особенности аэродинамических характеристик несущих поверхностей в условиях, соответствующих посадочным режимам перспективных летательных аппаратов.
Эффект влияния земли - изменение аэродинамических характеристик (АХ) летательного аппарата (ЛА) при приближении его к экранирующей поверхности земли, воды, взлетнопосадочной полосы (ВПП) и др. [1].
Эффект влияния земли на аэродинамические характеристики (АХ) несущих поверхностей и летательных аппаратов (ЛА) в целом обнаружен около ста лет назад. Основные явления, отличающие обтекание крыла вблизи экранирующей поверхности от его обтекания без экрана, рассмотрены в [2]. Подробно исследованы АХ крыла, связывающие его геометрические параметры и положение над экраном [3 - 5]. Подавляющее большинство результатов исследований относятся к изучению экранного эффекта на неизменной высоте. Исследования посадочных режимов ЛА [6] выявили влияние вертикальной скорости снижения Уу на его АХ. Поэтому важность исследования АХ самолетов корабельного базирования, ряда беспилотных летательных аппаратов (БПЛА) и перспективных ЛА, выполняющих посадку без выравнивания и выдерживания, определяют актуальность исследований по изучению экранного эффекта.
Как известно [1], эффект влияния земли оказывает заметное влияние на АХ ЛА на малых
и предельно малых высотах полета, соизмеримых с размахом крыла ЛА И = у . Физическая
сущность эффекта влияния земли заключается, как правило, в уменьшении аэродинамического сопротивления Ха и увеличении подъемной силы Уа, что, в свою очередь, ведет к росту аэродинамического качества К и изменению моментных характеристик.
Падение сопротивления Ха происходит в основном благодаря уменьшению индуктивных скосов потока и соответственно индуктивного сопротивления X;.
Увеличение подъемной силы Уа связано с возрастанием давления на нижней поверхности крыла (так называемый эффект динамической подушки).
При относительной высоте полета И<0.2 0.3 приращение подъемной силы Уа крыла
может достигать 40% - 50% от ее значений, соответствующих И = ¥ .
Приближение к поверхности раздела сред не только увеличивает значение коэффициента подъемной силы суа, но и изменяет зависимость суа(а), делая ее более крутой, уменьшая при этом значение критического угла атаки акр [1].
Для изучения АХ ЛА на режимах динамической подушки использовался метод дискретных вихрей (МДВ) [7, 8], на основе которого разработана методика расчета АХ ЛА в нелинейной нестационарной постановке. В исследованиях использовалось прямоугольное крыло 1 = 1, %пк = 0° и треугольное 1 = 1, %пк = 76°. Режимы обтекания исследуемых крыльев были
приняты: прямоугольное крыло - а = 10°, 0 = -8°; треугольное крыло - а = 12,1°, 0 = -8°, где 0 - угол наклона траектории. Выбор режима обтекания исследуемых крыльев обусловлен результатами, полученными из [6].
На рис. 1 представлены зависимости относительного приращения коэффициента норсу (и)-су (и ¥) -
мальной силы су =----------р—г----------100% от И при безотрывном обтекании прямоугольного
СУ (И ~ )
крыла 1 = 1, когда Уу = 0, 0 = 0° и Уу ф 0, 0 = -8°. Видно, что наличие скорости Уу < 0 приводит к существенному повышению несущих свойств прямоугольного крыла, причем эффект влияния земли тем значительней, чем меньше И. Зависимости су(Ь), полученные для
треугольного крыла (1 = 1, %пк = 76°) при Уу = 0 и Уу ф 0, 0 = -8°, представленные на рис. 2, аналогичны характеристикам рис. 1.
0 0,1 0,2 0,3 0,4 h
Рис. 1. Приращение коэффициента нормаль- Рис. 2. Приращение коэффициента нормальной силы cy прямоугольного крыла ной силы cy треугольного крыла при безот-
рывном обтекании
Отрыв потока с передней кромки крыла кардинально изменяет влияние Vy на несущие
свойства крыла вблизи экрана, что подтверждается сопоставлением зависимостей сy (h),
представленных на рис. 2 и 3.
Несущие свойства крыльев при отрывном обтекании передней кромки выше, чем при
безотрывном как при h ® ¥ , так и при h < l. Однако если Vy < 0, то приращение коэффициента нормальной силы cy из-за влияния экрана резко уменьшается, т.к. наличие Vy < 0 при отрывном режиме обтекания влияет на cy отрицательно, в сравнении с безотрывным режимом. Этот эффект объясняется известным явлением запаздывания трансформации отрывных течений [9], а также ослаблением "эффекта полезного отрыва" из-за интенсификации поперечного по отношению к потоку смещения вихревых структур по мере приближения к экрану. На рис. 4 представлены совмещенные изображения вихревых структур над поверхностью
треугольного крыла: а) формирование вихревой пелены при h = const, Vy = 0, б) Vy < 0.
Видно смещение вихревого жгута вдоль размаха по направлению к передней кромке крыла и за ее пределы (рис. 4б), что приводит к падению несущих свойств крыла. При обтекании
крыльев сложной формы в плане, для которых характерен смешанный режим обтекания, воздействие Уу < 0 на несущие свойства может проявляться иначе.
а )И = 0.2;Уу = 0
б)И = 0.2;Уу Ф 0
0,1
0,2
0,3
0,4
0,5
И
Рис. 3. Приращение коэффициента нормальной силы су треугольного крыла при отрывном обтекании
Проверка достоверности получаемых результатов оценивалась согласованием результатов, полученных в ходе численных экспериментов с данными других авторов [6], где указаны сведения о влиянии скорости снижения Уу (т.н. "динамического эффекта") на АХ несущих поверхностей самолетов типа Б-104А и ХВ-70. На рис. 5 представлены вихревые модели исследуемых крыльев Б-104А и ХВ-70.
На рис. 6 приведены зависимости приращения коэффициента нормальной силы су крыла самолета типа ХВ-70, отнесенного к су, полученному при
И , в численном эксперименте полагалось, что Уу =0, что соответствует летному эксперименту [6].
Рис. 4. Пространственное положение вихревой пелены треугольного крыла при различных Уу
Су,%
20
15
• о
(Уу = 0) отрывное обтекание Ч> (У.. = 0 ) безотрывное
э \ • \ • обтек Лётнь ание їй эксп ериме нт [5]
• • с •
О 9 •
т
V 9
0 0,2 0,4 0,6 0,8 1 1,2 И
Рис. 6. Сопоставление данных расчета и эксперимента
Рис. 7. Сопоставление данных расчета и эксперимента
Проведены исследования АХ крыльев (рис. 6) при отрывном и безотрывном обтекании передней кромки крыла. Видно (рис. 7), что данные летного эксперимента качественно согласуются с результатами численных экспериментов при моделировании отрывного обтекания крыла, реализующегося на посадочных режимах XB-70. Количественно данные численного и летного экспериментов согласуются недостаточно точно, что можно объяснить пренебрежением Vy. В ходе численного эксперимента предполагалось отрывное обтекание передней кромки крыла, подтверждающее, что воспроизведение режима реального полета обеспечивает удовлетворительное согласование результатов, полученных в численных и летных экспериментах [6].
Аналогичные результаты численных экспериментов, а также данные летных экспериментов и результатов расчетов [5] для крыла самолета F-104A приведены на рис. 8.
При численном моделировании считалось, что безотрывное обтекание передней кромки крыла самолета F-104A обеспечивается отклонением механизации передней кромки.
Проведенные исследования показали, что используемая математическая модель адекватно отображает процесс обтекания исследуемых крыльев вблизи земли, а методика численных экспериментов позволяет получать количественные данные с необходимой для изучения динамических эффектов точностью.
Из анализа полученных результатов следует: скорость снижения Vy существенным образом влияет на несущие свойства ЛА вблизи поверхности земли; знак соответствующих приращений подъемной силы зависит не только от параметров движения, но и от типа реализующегося течения (наличие или отсутствие отрыва потока); величины приращений подъемной силы, связанные со скоростью снижения Vy таковы, что учет Vy оправдан при исследовании АХ широкого ряда ЛА и БПЛА, в частности при выполнении посадки без выравнивания и выдерживания; разработанная математическая модель позволяет исследовать АХ различных объектов при их движении вблизи экрана с учетом режима полета (величина угла наклона траектории движения 0, угла атаки а, наличие или отсутствие отрывов потока).
ЛИТЕРАТУРА
1. Свищев Г.П. Авиация (энциклопедия). - М.: Большая российская энциклопедия, 1994.
2. Кюхеман Д. Аэродинамическое проектирование. - М.: Машиностороение,1983.
3. Белоцерковский С.М. Тонкое крыло в дозвуковом потоке газа. - М.: Наука, 1978.
4. Визель Е.П. Особенности аэродинамики прямоугольных крыльев с концевыми шайбами вблизи экрана// Техника воздушного флота. - 2004. № 2.
5. Рогозин Ю.А. Исследование влияния близости земли на аэродинамические характеристики крыльев малого удлинения различной толщины // Труды СибНИА. 1966.
6. Chang R. Ch., Muirhead V.U. Effect of sunk rate on ground effect of low-aspect-ratio wings. Journal of Aircraft, 1987. V. 24. n. 3. p.176 - 180.
7. Белоцерковский С.М., Ништ М.И. Отрывное и безотрывное обтекание тонких крыльев идеальной жидкостью. - М.: Наука, 1978.
0 0,2 0,4 0,6 0,8 1 1,2 1,4 1,6 h
Рис. 8. Сопоставление данных расчета и эксперимента
8. Аубакиров Т.О. Нелинейная теория крыла. - М.: Наука, 1996.
9. Абрамов Н.Б., Храбров А.Н. Математическое моделирование зависимости нестационарных аэродинамических производных самолета от частоты колебаний по результатам динамических испытаний в АДАТ на больших углах атаки // Техника воздушного флота. 2004. № 1.
INFLUENCE OF DESCENT AND AIRFLOW OVER THE WING ON HIS CAPABILITY NEAR TO SURFACE
Eryomenko S. M., Kopylov N. N., Podobedov V. A.
In work features of aerodynamic characteristics of bearing surfaces in the conditions corresponding landing modes of perspective flying devices are considered.
Сведения об авторах
Еременко Сергей Михайлович, 1958 г.р., окончил Даугавпилсское ВВАИУ (1990), кандидат технических наук, преподаватель кафедры аэродинамики ВВИА им. проф. Н.Е. Жуковского, автор 25 научных работ, область научных интересов - численные методы и их алгоритмическая реализация, аэродинамика малых дозвуковых скоростей, дальние спутные следы за ЛА.
Копылов Николай Николаевич, 1981 г.р., окончил ВВИА им. проф. Н.Е. Жуковского (2003), адъюнкт кафедры аэродинамики ВВИА им. проф. Н.Е. Жуковского, область научных интересов -численные методы и их алгоритмическая реализация, аэродинамика малых дозвуковых скоростей.
Подобедов Владимир Александрович, 1945 г.р., окончил МВТУ им. Н.Э. Баумана (1968), доктор технических наук, профессор кафедры аэродинамики ВВИА им. проф. Н.Е. Жуковского, автор более 150 научных работ, область научных интересов - аэродинамическое проектирование летательных аппаратов.
