CC BY
81
УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ Ц АГ И Том XVI 1985
№ 2
УДК 629.735.33.014.16.018.1
АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ ПРЯМОУГОЛЬНОГО КРЫЛА МАЛОГО УДЛИНЕНИЯ ПРИ ДОЗВУКОВОМ НЕСТАЦИОНАРНОМ ОБТЕКАНИИ
А. Н. Жук, Г. И. Столяров
Приведены результаты исследования влияния неустановившегося движения на полные аэродинамические характеристики су п, тг п прямоугольного крыла малого удлинения (Х~1,0) при дозвуковых скоростях.
Показано, что на отрывных режимах происходит заметное изменение протекания аэродинамических характеристик су п и тг п по углам атаки по сравнению с с, н тх, полученными при стационарном обтекании. С ростом угловой скорости и амплитуды колебаний имеет место существенное расширение гистерезисных петель в аэродинамических характеристиках су п и тг п в окрестности углов атаки, где наблюдается перестройка структуры обтекания прямоугольного крыла малого удлинения при стационарном обтекании.
Выявлено существование критических углов атаки, при начале движения с которых могут реализоваться две различные гистерезисные петли в зависимости т2 „ и от угла атаки, что связано с различной структурой обтекания крыла при неустановившемся движении.
Как было показано в работах [1, 2], переход от безотрывного обтекания крыла к глубокому или полному отрыву сопровождается возникновением на крыле отрывного течения, вид которого определяется при фиксированном числе Рейнольдса формой крыла в плане и его профилировкой. Например, переход от безотрывного типа течения к глубокому или полному отрыву на прямоугольном крыле малого удлинения (Я-<2,0) при угле атаки а* сопровождается зарождением сложного вида отрывного вихревого течения [1].
Возникновение при некотором угле атаки а* отрыва потока в носовой части крыла приводит при сильном взаимодействии концевых вихревых жгутов с пограничным слоем к скачкообразному развитию сложного вихревого течения с обширной циркуляционной зоной в середине крыла. Необходимо отметить, что отрывное вихревое течение при стационарном обтекании (о)2 = 0) с увеличением угла атаки возникает практически мгновенно, тогда как при обратном изменении угла атаки уменьшение циркуляционной зоны происходит постепенно, что и при-
ЬУоо
водит при относительно малом числе Яе= —= (1 -^2,0) • 10е, где Ь — хорда крыла, — скорость потока, V — кинематическая вязкость воз-
духа, к неоднозначности структуры обтекания прямоугольного крыла малого удлинения (Л-= 1,0, с = 0,09, с = с/Ь, с — толщина профиля) в окрестности умеренных углов атаки сс<а* и, следовательно, двузначности интегральных аэродинамических характеристик в некотором диапазоне углов атаки «[1] (рис. 1).
На этом и последующих рисунках моментные характеристики получены для центровки Хг = 0,36 6.
Таким образом, весь рабочий диапазон углов атаки, где проводились исследования аэродинамических характеристик прямоугольного крыла малого удлинения при неустановившемся движении, можно разбить на три зоны.
Первая зона охватывает диапазон углов атаки —10°<а<а* (при
Не= 1,01 • 10е и с = 0,09—а* —21,5°) и соответствует режиму безотрывного обтекания.
Вторая зона — а* —включает режим со сложным отрыв-
ным течением при наличии обширной циркуляционной зоны в середине верхней поверхности крыла.
Третья зона — ахи^, где наблюдается полное или глубокое срыв-ное обтекание, — отрыв потока вдоль передней кромки с образованием застойной зоны в носовой части крыла и возвратного течения на остальной части крыла.
Исходя из этих условий, исследование влияния неустановившего-ся движения на аэродинамические силу и момент крыла малого удлинения проводилось при различных амплитудах и частотах колебаний в диапазоне углов атаки, где имеет место однозначная структура обтекания, например, в диапазоне углов атаки, соответствующих / или // зонам. При многозначной структуре обтекания колебания прямоугольного крыла проводились с одной амплитудой, захватывающей все три зоны. Такой выбор условий динамического эксперимента позволил выявить влияние неустановившегося движения на аэродинамические характеристики крыла при однозначной и многозначной структурах обтекания. Для того чтобы исключить возможные влияния числа 1?е на аэродинамические характеристики крыла, определение силы и Продольного момента при стационарных условиях и неустановившемся движении проводилось при одном и том же числе Яе« 1,01-10е.
Результаты динамических испытаний (при частоте колебаний / = = 1,5 Гц) по определению коэффициентов полных нормальной силы
Гп М* п
Суп и продольного момента тгп (суа= тгд= ~8\ь, где Уп —
полная нормальная сила; Мгп — полный продольный момент, 5 — площадь крыла; д — величина скоростного напора), которые являются функциями угла атаки а, угловой скорости (о2 = а и углового ускорения, а)2='а, представлены на рис. 2. Там же для сопоставления приведены данные су, т2=[(а), полученные при стационарном обтекании (а = о)г = 0). Как видно из рис. 2, в случае колебаний с амплитудами, которые не захватывают критических углов атаки а* и а*, т. е. когда колебания происходят в диапазоне углов атаки с однозначной структурой обтекания, результаты динамических экспериментов для полного продольного момента т2П(а, юг, о)г) хорошо согласуются с данными статических испытаний. При этом результаты при прямом (а>0) и обратном (а<0) ходах для фиксированного угла атаки а весьма близки между собой. Это имеет место как на режимах безотрывного обтекания (первая зона углов атаки, см. рис. 2,а), так и при сложном отрывном обтекании прямоугольного крыла (вторая зона — а* < а < а* , рис. 2, в). Небольшое отличие результатов динамического эксперимента при прямом и обратном ходах изменения угла атаки может быть объяснено наличием малых нестационарных составляющих момента
. Г ~ / X , ' / \1 ’ ~ О» Ь * Я Ь
Д тг = \тгг (а) + т” (а)] а, Шг = ; а =-гг-
2 г • со у 00
при однозначной структуре обтекания.
В тех случаях когда амплитуда колебаний угла атаки достигает критических значений а* или а* (см. рис. 1 и 2), полученных при стационарном обтекании крыла, при неустановившемся движении возникает весьма неустойчивая вихревая структура. Наличие неустойчивости в структуре обтекания крыла приводит к нестабильности аэродинамических характеристик в окрестности этих углов атаки.
Вывод о наличии неустойчивости структуры обтекания при неустановившемся движении, когда амплитуда колебаний соответствует углу атаки, при котором происходит перестройка структуры обтекания в стационарных условиях, может быть подтвержден результатами исследования аэродинамических характеристик при колебании модели в диапазоне углов атаки, где наблюдается сложное отрывное течение (вторая зона, см. рис. 2, б) В этом случае амлитуда колебаний соответ-
ствует углу атаки ~ссд, при котором в стационарных условиях наблюдается перестройка отрывного течения.
Возможность появления различных гистерезисных петель в аэродинамических характеристиках, когда кинематические параметры движения — амплитуда и частота колебаний, а также диапазон углов атаки (14°са<29°), в котором происходят эти колебания — остаются неизменными, можно понять из анализа спектров обтекания крыла малого удлинения при неустановившемся движении (рис. 3). Как показали исследования структуры течения на крыле, переход от безотрывного типа течения к сложному вихревому течению с обширной циркуляционной зоной в середине крыла происходит при прямом ходе (а>0) на углах атаки а~24°-ь24,5° почти скачкообразно. При обратном изменении угла атаки (а<0) уменьшение циркуляционной зоны происходит постепенно. Если при стационарных условиях (й2=0) переход от отрывного обтекания к безотрывному наблюдается на углах атаки а* »15°, то при неустановившемся движении (а<0) циркуляционная зона еще сохраняется в носовой части корневых сечений крыла на углах атаки а = 14,6°-^ 14,2°. Вследствие этого структура обтекания крыла при последующем периоде (а>0) будет определяться в основном характером циркуляционной зоны при уменьшении угла а в небольшом диапазоне углов атаки Д« = 0,2°0,6° предыдущего периода (при колебаниях модели минимальный угол атаки ат1П=14°).
В случае разрушения циркуляционной зоны на угле атаки дтш = 14° (ш2 = 0), приводящего к безотрывному обтеканию прямоугольного крыла (даже при сохранении небольших пульсаций скорости в пограничном слое, которым соответствуют колебания шелковинок на фотографиях рис. 3), последующее увеличение угла атаки (сс>0) будет сопровождаться безотрывным обтеканием крыла (/ режим обтекания, см. рис. 2,6).
Сохранение циркуляционной зоны в окрестности угла атаки атш= 14° приведет при неустановившемся движении (прямой ход а>0) к дальнейшему развитию по углам атаки отрывного обтекания (рис. 3).
Необходимо отметить, что трансформация структуры отрывного обтекания при неустановившемся движении при прямом ходе заметно отличается от таковой при обратном ходе. Это приводит к неоднозначности структуры течения для определенного угла атаки при прямом и обратном ходах изменения угла атаки и вследствие этого к двузначности аэродинамических характеристик в некотором диапазоне углов атаки (// режим обтекания, рис. 2,6). Таким образом, нерегулярное изменение аэродинамических характеристик по углу атаки (возникновение двух гистерезисных петель) обусловлено неоднозначностью структуры на режимах перестройки в окрестности кри-
*
при неустано-
• 1-гы
ВрямОк
Ж, решим обтеканля
*■1
тического угла атаки вившемся движении
Особый интерес представляет исследование влияния неустановившегося движения на аэродинамические характеристики крыла в диапазоне углов атаки, где рис 3
наблюдается переход от сложного отрывного течения к полному отрыву (рис. 2, г). Неустановившееся движение приводит к существенной трансформации аэродинамических характеристик Су и тх по углу атаки, полученных в стационарных условиях. Это связано с тем, что наличие угловой положительной скорости приводит к затягиванию по углам атаки перестройки сложного отрывного течения на полный отрыв, тогда как при отрицательной угловой скорости режим полного отрыва смещается на меньшие углы атаки (а<а*). Поэтому в некотором диапазоне углов атаки, где происходят колебания модели, имеет место заведомо неоднозначная структура обтекания и вследствие этого существенный гистерезис в аэродинамических характеристиках.
Рассмотрим теперь, влияние частоты колебания на аэродинамические характеристики прямоугольного крыла малого удлинения, когда
диапазон амплитуд колебаний захватывает две или три различные структуры течения.
В случае колебаний крыла с амплитудой, охватывающей режимы безотрывного обтекания и сложного отрывного течения (окрестность угла атаки а*), изменение частоты колебаний приводит к некоторому расширению гистерезисной петли в зависимости mz = f(а), полученной при стационарном обтекании (см. рис. 4). Это связано с затягиванием при увеличении угловой скорости режима перестройки структуры обтекания — от безотрывного типа течения к сложному отрывному. Об этом же свидетельствуют спектры обтекания обследованного крыла при различных угловых скоростях движения. Как показал анализ спектров обтекания, увеличение угловой скорости неустановившегося движения приводит к смещению режима перестройки — от безотрывного типа течения на отрывное — в диапазоне углов атаки Ла«*2°.
Так, при угловой скорости <вг = 0,0014 режим перестройки соответствует углу атаки ai = 22,5°, тогда как при угловой скорости юг = 0,0075 этот угол равен ои = 24,0° -4- 24,5°.
Наибольшее влияние частота колебаний на аэродинамические характеристики су п, mzn=f(а, со*, (Oz) оказывает в диапазоне амплитуд колебаний, охватывающих углы атаки с различными структурами обтекания (см. рис. 4 и 5). С ростом частоты колебаний (при фиксированной амплитуде) наблюдаются образование и существенное расширение гистерезисных петель в аэродинамических характеристиках в окрестности углов атаки а* и а*, где происходит смена структур течения при ojz = 0. Как показывает анализ результатов настоящих экспериментов, с ростом частоты колебаний происходит существенное затягивание по углам атаки при прямом ходе (а>0) режима со сложным отрывным течением (зона II), тогда как при обратном ходе (а<0) режим полного отрыва сохраняется практически до углов атаки, соответствующих безотрывному обтеканию. Таким образом, при отрицательной угловой скорости можно найти такую частоту колебаний /, при которой могут существовать практически только два режима обтекания (/> >1 Гц).
Из приведенных данных следует, что диапазон углов атаки, в пределах которого происходит затягивание при неустановившемся движении той или иной структуры обтекания, определяется для одних и тех же кинематических параметров движения модели крыла типом течения и его устойчивостью.
ЛИТЕРАТУРА
1. Нейланд В. Я., Столяров Г. И. Об одном виде отрывного течения на прямоугольном крыле малого удлинения. — Ученые записки ЦАГИ, 1982, т. XIII, № 1, 1982.
2. Ч ж е н П. Управление отрывом потока. — М.: Мир, 1979.
3. Lawrence W. Carr, Kenneth W. Me., A 1 i s t er William J.
Me С г о s k e y. Analysis of the development of the dynamic stall based on oscillating airfoil experiments. — NACA TN-D 8382, 1977.
Рукопись поступила 30/VI 1983 г.
