Экспериментальное определение аэродинамических характеристик профиля с отрывной зоной, локализованной щелевой струей Текст научной статьи по специальности «Физика»

________УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ ЦАГИ________________

Том XXVI 1995 №1-2

УДК 629.735.33.015.3.062.4

629.735.33.015.3.025.73.016.82

ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНОЕ ОПРЕДЕЛЕНИЕ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК ПРОФИЛЯ С ОТРЫВНОЙ ЗОНОЙ, ЛОКАЛИЗОВАННОЙ ЩЕЛЕВОЙ СТРУЕЙ

Определены условия, при которых профиль с локализованной срывной зоной может сохранить высокие несущие свойства вплоть до больших углов атаки, значительно превышающих критические углы для профилей обычных схем.

В работе [1] была впервые экспериментально доказана возможность локализации отрывной зоны для конфигурации профиля, показанной на рис. 1, а. Оторвавшийся с передней кромки поток вновь

С. И. Иншаков

Рис. 1

прижимается к поверхности верхней пластины, обеспечивая о&гекание эффективного толстого профиля с элементом жидкого контура. Это присоединение отрыва осуществляется с помощью щелевой струи, выдуваемой по касательной к размещенному в начале верхней пластины цилиндру. На возможность реализации такой схемы течения было впервые указано в работе [2].

Изложенные в работе [1] эксперименты были проведены для углов атаки, не превышающих 30°, и ставили своей целью сравнение несущих свойств показанной на рис. 1, а конфигурации с несущими свойствами аэродинамической схемы с выдувом струи на отклоненный закрылок (рис. 1, б). Было показано, что несущие способности данных схем примерно равны.

Однако представляет интерес возможность использования показанной на рис. 1, а конфигурации на очень больших углах атаки, когда на профилях традиционных схем предотвращение отрыва приводит к значительным энергозатратам. Возможная реализация конфигурации профиля с локализованной срывной зоной показана на рис. 1, в. Данное экспериментальное исследование проводилось с целью выявления возможностей использования схемы 1, а на больших углах атаки.

Общий вид модели, ее геометрические параметры и схема эксперимента представлены на рис. 2. Скорость потока в рабочей части аэродинамической трубы изменялась в пределах 15—40 м/с, отношение давления в форкамере щелевого сопла Ро к атмосферному ра менялось

в пределах от 0 до 2,7, число 11е при этом было равно (2,1 ... 5,5)105. Коэффициент импульса выдуваемой струи определялся из соотно-

где приняты следующие обозначения: т — массовый расход выдуваемого воздуха, измеряемый с помощью мерной шайбы; V — скорость

/ .............................. **

шения

тУ

с,, = ——

Тензовесы-

Симметричный Несимметричный

Шланг подвода сжатого воздуха

Рис. 2

Рис. 3

выдува, рассчитываемая по измеренному перед щелевым соплом полному давлению в предположении изоэнтропического истечения; q и S — скоростной напор в рабочей части трубы и площадь отсека крыла соответственно.

Методика эксперимента позволяла получать как зависимости Су 0 °ха mZ = /Ы при фиксированных значениях углов атаки (т. е. дроссельные характеристики модели), так и зависимости cyacXamz = /(а) при сц = const.

Было установлено, что эффективность данной схемы профиля в существенной степени зависит от параметра у, характеризующего угловое положение сопла выдува на цилиндре d, пристыкованного к пластине /. На рис. 3 представлены пример зависимости сУа = /(у) в скоростной системе координат при двух значениях угла атаки, полученной из дроссельной характеристики модели, а также картины обтекания ДЛЯ выделенных точек кривой Суа = /(у), полученные методом дымящейся проволочки [3]. Фотографирование обтекания среднего по размаху модели сечения проводилось через прозрачную верхнюю шайбу, край которой отчетливо виден на снимках. Элемент крепления 1 прозрачной шайбы к цилиндру загораживает картину течения в непосредственной близости от цилиндра. Цифрой 2 обозначена перемычка, фиксирующая положение пластин / и b под углом т друг к другу.

Из рассмотрения зависимостей, представленных на рис. 3, и соответствующих им картин обтекания видно, что эффект от использования щелевой струи начинает проявляться только' при у > 40° для а = 20° и при у > 60° для а = 50°. При этом максимальный эффект от выдува реализуется для а = 20° при у = 70°, а для а = 50° при у « 90° ... 100°. На а = 60° выдув щелевой струи при данной методике проведения эксперимента (снятие дроссельных характеристик) ни при 56

каких значениях параметра у не обеспечивает безотрывного обтекания эффективного толстого профиля.

Характер поведения зависимости Суа = /(у) объясняется

тем, что для каждого а < 50° существует свой диапазон углов у, в котором эжектирующая способность щелевой струи достаточна для захвата внешнего потока, его присоединения и локализации тем самым срывной зоны между пластинами, что приводит к безотрывному обтеканию эффективного толстого профиля.

Помимо снятия дроссельных характеристик на фиксированных углах атаки для исследования гистерезисных явлений использовался и другой метод получения весовых данных — при фиксированном, давлении воздуха в

форкамере сопла снимались показания тензовесов при изменении угла

атаки от нулевого до максимального и обратно. Результаты обоих видов испытаний представлены на рис. 4, из которого видно наличие ги-стерезисной петли на кривой сУа = /(а), полученной при a=var и

Сц = const. Следует отметить, что обратный ход данной кривой совпадает с зависимостью сУа = /(а), полученной из дроссельной характеристики.

Наряду с исследованиями симметричного варианта модели были проведены эксперименты с его несимметричной модификацией, когда одна из шайб была уменьшена до размеров перегородки между пластинами (см. рис. 2). Это делалось с целью оценки влияния на характеристики существенно несимметричного трехмерного характера обтекания модели (хотя наличие больших симметричных шайб в исходном варианте не обеспечивало, строго говоря, полностью двумерного течения между ними, но «степень трехмерности» была ниже). На рис. 5 представлены зависимости, полученные из дроссельных характеристик модели с этими вариантами одной концевой шайбы. Сравнение представленных результатов показывает, что данное изменение одной шайбы заметно уменьшает сУа на больших углах атаки. Видно также, что величины производных [dcya)j{da), [dcXa)j{dа), (dmz/da) для данной

схемы профиля одновременно изменяют знак при превышении критических углов атаки.

0

Варианты концевых шайб симметричный ____________л несимметричный

Аппипыт • » Ляпилит

ij

О 20° 40° л

Рис. 5

В заключение необходимо отметить, что аэродинамические характеристики исследованной модели зависят от большого количества газодинамических и геометрических параметров. Только для случая крыла бесконечного удлинения, как следует из теории размерностей, такими параметрами являются 5Д/, й/1, 1/Ь, х, а, у, Ле^, Мте, р0/ра (из которых в процессе проведенных экспериментов изменялись а, у, М„, Ро/Ра)- Тем не менее объем проведенных исследований можно считать достаточным для доказательства возможности использования специально создаваемых локализованных срывных зон для повышения несущих способностей профиля на больших углах атаки.

1. Н и г 1 е у D. G. Иге use of boundary layer control to establish free streamline flows. Boundary layer and flow control, v. 1 / G. V. Lachmann ed. — Peig. press, NY.— 1961.

2. Schmieden C. Die Berechnung kavitationischer Tragflagelprofile // ZAMM.- 1932. Bd. 12, H. 5.

3. Б о r о м а з о в В. И., И н ш а к о в С. И., Я и к о в В. П. Использование визуализации методом дымящейся проволочки при исследовании моделей крыльев на больших ушах атаки в дозвуковых аэродинамических трубах // Ученые записки ЦАГИ,— 1989. Т. 20, № 5.

ЛИТЕРАТУРА

Рукопись поступила 10/11994 г.