CC BY
163
Том XXXIX
УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ ЦАГИ 20 0 8
№ 3
УДК 533.6.071.4:532.517.4 629.735.33.015.3.025.4
ВЛИЯНИЕ ТУРБУЛЕНТНОСТИ ПОТОКА АЭРОДИНАМИЧЕСКОЙ ТРУБЫ НА ХАРАКТЕРИСТИКИ ГИСТЕРЕЗИСА В СТАТИЧЕСКИХ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ СИЛАХ И МОМЕНТАХ
Н. П. ИЛЬЯШЕНКО, И. В. КОЛИН, В. Г. МАРКОВ, В. Л. СУХАНОВ,
Т. И. ТРИФОНОВА, Д. В. ШУХОВЦОВ
Проанализировано влияние турбулентности потока аэродинамической трубы на гисте-резисные зависимости коэффициентов статических аэродинамических сил и моментов от угла атаки модели неманевренного самолета со стреловидным крылом большого удлинения.
Известно, что гистерезис в статических аэродинамических характеристиках является общим свойством для профилей с закругленными носовыми частями, большой кривизной и толщиной [1—4]. Топология границ области гистерезиса зависит от числа Рейнольдса, кривизны, шероховатости поверхности, формы профиля, предыстории движения. Вследствие этого при низких числах Яе необходимо учитывать множество факторов и выделить среди них основные, чтобы разрабатывать методику предсказания типов гистерезиса.
В работе [5] показано, что турбулентность потока является существенным фактором, влияющим на аэродинамические характеристики крыльев. Эффект от турбулентности потока зависит от амплитуды, частоты и источника возмущений. Результаты испытаний крыла, полученные при числе Яе = 0.15 • 106 в АДТ с использованием одной выравнивающей сетки в рабочей части, сравнивались с результатами, полученными в рабочей части стандартной конфигурации. Добавление одной сетки приводило к увеличению турбулентности потока с 0.07 до 0.16%. При установке одной турбулизирующей сетки перед моделью уровень турбулентности потока возрастал с 0.07 до 0.3%. Было отмечено, что увеличение турбулентности устраняет гистерезис в зависимостях коэффициентов подъемной силы су (а) и силы сопротивления сх (а), измеренных при
испытаниях прямоугольных крыльев. При испытаниях использовалась также турбулизирующая лента толщиной 0.127 мм и шириной 2.21 мм, расположенная на расстоянии 0.136 от передней кромки (Ь — хорда крыла). В эксперименте установлено, что использование турбулизаторов потока приводит к устранению гистерезиса в зависимостях су (а), сх (а).
В работе [5] дано сравнение результатов испытаний моделей с турбулизирующими сетками в рабочей части АДТ с результатами, полученными в испытаниях без турбулизирующих сеток, но с турбулизирующей проволочкой, расположенной на поверхности модели и имеющей относительную толщину 0.15% хорды крыла. Установлено, что размещение такого малого турбулизато-ра вблизи передней кромки крыла изменяет форму области гистерезиса так же, как турбулизирующая сетка в рабочей части АДТ: смещает границы области гистерезиса, уменьшает ее ширину и обуславливает вырождение гистерезиса в скачок. С ростом интенсивности турбулентности точка перехода смещается к передней кромке крыла.
Целью данной работы является исследование влияния турбулентности потока аэродинамической трубы на характеристики области гистерезиса в статических зависимостях аэродинамических сил и моментов су (а), т2 (а) и сх (а) для модели самолета со стреловидным крылом.
Метод исследования основан на том факте, что размещение турбулизатора потока вблизи передней кромки крыла изменяет форму области гистерезиса так же, как турбулизирующая сетка в рабочей части АДТ [5]. При испытаниях модели самолета на различных расстояниях от крыла, в области его передней кромки, располагались проволочки (струны). Проволочки рассматривались как турбулизаторы потока, эффективность которых зависела от относительного расстояния к их размещения над поверхностью крыла.
На практике полученные результаты исследований могут применяться в тех случаях, когда необходима коррекция трубных экспериментальных данных, учитывая, что в реальном полете самолета турбулентность потока, как правило, небольшая.
1. Методика эксперимента. Экспериментальные исследования статических аэродинамических характеристик еу (а), т2 (а), ех (а) модели самолета со стреловидным крылом
(Хп к = 27°) большого удлинения (^ — 10) проводились в аэродинамической трубе Т-103 малых дозвуковых скоростей с открытой рабочей частью при скорости трубного потока V = 25 м/с, что
УЬ 6
соответствует числу Яе =—— = 0.19 • 10 , где ЬСаХ — средняя аэродинамическая хорда крыла
V
—5 2 /
модели; V =1.46 10 м/с — кинематическая вязкость воздуха.
Интенсивность продольной составляющей начальной турбулентности потока вдоль продольной ох и поперечной ох осей рабочей части АДТ зависит от скорости потока. Систематические исследования потока в границах ядра постоянных скоростей показывают, что интенсивность турбулентности потока вдоль осей ох и ох АДТ Т-103 остается почти постоянной в диапазоне скоростей потока V = 20 50 м/с и составляет є = 0.4% [6]. При V < 20 м/с значения є обычно увеличиваются [5] (рис. 1).
В испытаниях модель 1 неподвижно закреплялась на Г-образной раме 2 установки ОВП-102Б, размещенной на поворотном круге 3 в рабочей части трубы при заданном угле атаки а (рис. 2). Измерения аэродинамических нагрузок, действующих на модель, осуществлялись с помощью шестикомпонентных внутримодельных тензометрических весов 4 в связанной с моделью системе координат. Начало системы координат совпадало с центром масс модели, который
_ х
располагался на относительном расстоянии хт =—— = 0.2Ьсах.
Ьсах
При испытаниях угол атаки модели а сначала увеличивался от нуля до 30° (прямой ход), затем уменьшался от 30° до нуля (обратный ход).
Статические коэффициенты аэродинамических сил и моментов, действующих на модель, вычислялись по записям сигналов с тензометрических весов, датчика скоростного напора д, установленного в рабочей части трубы.
Рис. 1. Изменение интенсивности турбулентности потока £ при различных скоростях потока в АДТ Т-103
Рис. 2. Общий вид установки ОВП-102Б с моделью самолета и турбулизаторами на крыле модели
В качестве турбулизаторов были выбраны проволочки (струны) диаметром = 0.26%, расположенные на обеих консолях крыла модели при расстоянии х = 0.12Ь
от передней кромки крыла на относительной высоте к =----------= 3.6% над поверхностью крыла,
Ьсах
где Ь — хорда крыла (см. рис. 2).
2. Результаты исследований. Из рис. 3 видно, что зависимости статических коэффициентов нормальной силы су, момента тангажа т2 и продольной силы сх от угла атаки а, измеренные для исходной модели без турбулизаторов потока при прямом и обратном ходе изменения угла атаки модели, являются гистерезисными в диапазоне углов атаки Да = 14 + 20°.
Размещение турбулизатора потока над поверхностью модели со стреловидным крылом, так же как и в случае прямоугольных крыльев, приводит к изменению гистерезиса в зависимостях аэродинамических нагрузок с
, тг. В зависимости су (а) область гистерезиса уменьшается. При этом значение угла а уменьшается от 18 до 16°. Значение коэффициента су тах уменьша-
У’
ется от 1.17 при а = 18° до 1.075 при а = 16°. Обход петли гистерезиса при испытаниях модели без турбулизатора потока в зависимости су (а) был направлен по часовой стрелке, а в испытаниях модели с турбулизатором — против часовой стрелки. При этом после достижения значения су тах при а = 18° в испытаниях без турбулизатора наблюдается уменьшение значения коэффи-
= 1.026, а в испытаниях с турбулизатором наблюдается уменьшение величи-
циента су до су тЬ
ны су от су тах = 1.075 при а = 16° до значения су т;п = 1.02 при а = 18°.
Из анализа результатов испытаний следует, что верхняя граница области гистерезиса при испытаниях модели с турбулизатором изменилась в большей степени, чем нижняя. В потоке
сах
Рис. 3. Статические аэродинамические характеристики су (а), ш2 (а) и сх (а) модели самолета с турбулизаторами потока и без них при углах атаки 12° <а< 24°
с турбулизатором значения коэффициента су на нижней границе области гистерезиса возрастают, а на верхней — убывают. При этом абсолютные значения приращения коэффициента су на нижней границе значительно меньше приращения коэффициента су на верхней границе.
Из анализа зависимостей т2 (а) видно, что при испытаниях модели с турбулизатором потока в этой зависимости наблюдаются изменения, характерные для су (а). Наиболее важным
из них является изменение направления обхода петли гистерезиса, характерной в испытаниях модели без турбулизаторов.
Аналогичные изменения характерны и для зависимости сх (а), приведенной на рис. 3.
В случае испытания модели с турбулизатором потока наблюдается изменение направления обхода петли гистерезиса по сравнению с данными, полученными для модели без турбулизатора. При этом в значительной степени изменяется нижняя граница области гистерезиса. Абсолютные приращения коэффициента сх у модели с турбулизатором потока на верхней границе области гистерезиса значительно меньше, чем приращения того же коэффициента на нижней границе.
Таким образом, наличие турбулизатора потока АДТ при испытании модели со стреловидным крылом, так же как и при испытаниях прямоугольных крыльев, приводит к значительному
уменьшению гистерезиса в статических зависимостях cy (a), cx (а), mz (а), измеренных при
испытании модели без турбулизатора потока.
Работа выполнена при финансовой поддержке Российского фонда фундаментальных исследований (грант № 05-01-00246).
ЛИТЕРАТУРА
1. НейландВ. Я., Столяров Г. И. Об одном виде отрывного течения на прямоугольном крыле малого удлинения // Ученые записки ЦАГИ. 1982. Т. XIII, № 1.
2. ЖукА. Н., Столяров Г. И. Аэродинамические характеристики прямоугольного крыла малого удлинения // Ученые записки ЦАГИ. 1985. Т. XVI, № 2.
3. КолинИ. В., МарковВ. Г., ТрифоноваТ. И., ШуховцовД. В. Гистерезис в статических аэродинамических характеристиках крыла с несимметричным профилем //
Журнал технической физики. 2004. Т. 74, вып. 2.
4. Muller T. J., Pother L. J., C onig liaro P. E., Jansen S. J. Disturbances on low Reynolds number airfoil experiments // AIAA Professional Study Series. 1980. N AV-280/540.
5. Muller T. J. The Influence of laminar separation and transition on low Reynolds number airfoil hysteresis // AIAA 17th Fluid Dynamics, Plasma Dynamics, and Lasers Conference. 1984.
6. РуденкоС. И. Методика весового эксперимента в аэродинамической трубе Т-102 ЦАГИ // Труды ЦАГИ. 1977, вып. 1886.
Рукопись поступила 5/X 2006 г.
