CC BY
76
2006
НАУЧНЫЙ ВЕСТНИК МГТУ ГА серия Аэромеханика и прочность
№ 97
УДК 553.65.11.32:681.3:629.7.015
ИССЛЕДОВАНИЕ НЕСТАЦИОНАРНОГО ОБТЕКАНИЯ СЕМЕЙСТВА ВЕРТОЛЕТНЫХ ПРОФИЛЕЙ В ШИРОКОМ ДИАПАЗОНЕ УГЛОВ АТАКИ И ЧИСЕЛ РЕЙНОЛЬДСА
О. В. ГЕРАСИМОВ, Б. С. КРИЦКИЙ
Приводятся результаты исследования суммарных и распределенных, стационарных и нестационарных аэродинамических характеристик семейства вертолетных профилей в широком диапазоне углов атаки и чисел Рейнольдса и Струхаля.
Все процессы обтекания лопастей несущего винта (НВ), даже в установившемся горизонтальном полете, являются по существу нестационарными. Сечения лопастей, которые в полете совершают сложное криволинейное движение, обтекаются потоком под переменным углом атаки. В широком диапазоне изменяются числа Рейнольдса для одного и того же сечения за один оборот винта. Существенно изменяется и безразмерная частота нагружения лопасти - число Струхаля. Сечения лопасти НВ часто работают в околосрывной зоне и в закритическом диапазоне углов атаки. Теоретически исследование трехмерного срывного обтекания телесной лопасти НВ является сложной задачей. Для решения задач аэродинамического проектирования НВ, а также анализа его работы в условиях летной эксплуатации, особенно на предельных режимах, целесообразно, наряду с экспериментальными, проводить численные исследования процесса обтекания вертолетных профилей.
В рамках данной работы применяется модель отрывного обтекания тел конечной толщины, изложенная в монографии [1] и в [2], которая заключается в следующем. Течение вокруг тела делится на две области: область вязкого течения в пограничном слое на обтекаемом теле и область невязкого течения везде вне этого тела и пограничного слоя на нем. В последней области вне вихревого следа течение считается потенциальным. Поскольку поверхность вертолетного профиля гладкая, то образование вихревого следа за ним происходит только в результате отрыва пограничного слоя. Причем в точках отрыва совершается унос всей завихренности пограничного слоя. Далее след моделируется свободными дискретными вихрями, циркуляция которых определяется этой завихренностью. Непрерывный процесс развития течения заменяется дискретным, происходящим в расчетные моменты времени.
Наибольший интерес, с точки зрения изучения особенностей обтекания профиля, представляют срывные и околосрывные режимы его обтекания. В практике летной эксплуатации вертолета реализуются такие режимы. Они характеризуются широким диапазоном изменения углов атаки сечений лопасти и безразмерной частоты - числа Струхаля, с которой происходят изменения углов атаки.
В рамках данной работы исследовались основные нестационарные аэродинамические характеристики ряда классических профилей КЛСЛ-0012, КЛСЛ-23012 и типичных вертолетных профилей КЛСЛ-0012Ы, УБЯТ0Ь-23010-1,58 с хвостовой пластиной как при постоянных кинематических параметрах (число Струхаля = 0), так и при их изменении в широком диапазоне.
Сопоставление результатов расчета проводилось, в основном, с данными экспериментов вертолетного отделения компании Боинг [3], на дренированных профилях УеГО 23010-1.58. Хорда профиля составляла 0,162 м. Скорость потока не превышала скорости, соответствующей М = 0,4, поэтому сжимаемость не учитывалась. Влияние числа Струхаля на аэродинамические характеристики профиля исследовалось на примере гармонических колебаний профиля Уе1!о1 23010-1.58. Средний угол атаки О в эксперименте соответствовал приблизительно 12,25°, а амплитудное значение угла атаки Да » 5°, число Струхаля изменялось от = 0,124 до = 0,71. В расчетах кинематические параметры строго соответствовали экспериментальным. На графиках, представленных на рис. 1, последовательно приводятся результаты расчета и экспериментальные данные изменения коэффициента нормальной силы профиля по углу атаки при различных значениях числа 8Ь.
Согласование результатов расчета с данными эксперимента можно считать достаточно удовлетворительными. Анализ результатов исследований показывает, что с увеличением безразмерной частоты колебаний профиля уменьшается площадь фигуры, образованной "петлей" - графиком зависимости су (а). А при числах = 0,604 и = 0,71 образуются самопересекающиеся "петли".
Рис. 1. Влияние числа Струхаля на протекание зависимости Су(а) колеблющегося
по гармоническому закону профиля Уеііоі 230-1.58
Численный эксперимент, выполненный с помощью указанного метода расчета [1, 2], позволил проанализировать механизм нестационарного нагружения профиля при его гармонических колебаниях в потоке. Например, при законе колебания профиля а = а0 - Да ео8 1 средний угол атаки брался а0 =10°, амплитуда Да = 5°, а безразмерная частота - число Струхаля = 0,246. В этом случае угол атаки по времени (расчетному шагу К) менялся таким образом, что при некоторых его значениях возникал отрыв потока. Причем одному и тому же мгновенному углу атаки а =10° соответствовал 440-й расчетный шаг и 556-й. Положение точки отрыва пограничного слоя при этом меняется в широких пределах. На рис. 2 показано изменение относительной координаты точки отрыва по расчетным шагам. Таким образом, при движении профиля на уменьшение угла атаки (К = 440) его обтекание при угле атаки а =10° характеризуется развитым отрывом потока, а при уменьшении угла атаки (прямой ход) на том же а =10° (К = 556) обтекание безотрывное. Это влияет на аэродинамическое нагружение профиля. На рис. 3 приведено распределение коэффициента давления сР верхней и нижней поверхностях профиля. При обтекании профиля с отрывном (К = 440) имеет место характерное повышение давления на верхней поверхности (падение разрежения), что приводит к уменьшению
нормальной силы профиля на обратном ходе. Рис. 4 иллюстрирует вихревую структуру следа за профилем при мгновенном угле атаки а = 10° на 440-м расчетном шаге (а) и на 556-м (б).
Рис. 2. Положение точки отрыва на верхней Рис. 3. Распределение коэффициентов давления
поверхности профиля (а = 10°; Да = 5°) по хорде профиля при мгновенных значениях
________________________________________________________________угла атаки а = 10°_______________
а) б) ■ "
Рис. 4. Вихревая структура следа за профилем при мгновенном угле атаки а = 10° на 440-м расчетном шаге (а) и на 566-м (б)
Для оценки влияния числа Яе на суммарные и распределенные аэродинамические характеристики профиля моделировалось обтекание вертолетного профиля Уеііоі 23010-1.58 при фиксированных углах атаки. Расчеты проводились при числах Яе равным 1, 2 и 3,2 млн.
При угле атаки профиля а = 7°, когда обтекание безотрывное, аэродинамические характеристики (суммарные и распределенные) оставались неизменными при изменении числа Яе. Коэффициент нормальной силы су = 0,79, коэффициент момента тангажа шг = -0,02 (относительно 0,25 хорды). Распределение коэффициентов давления сР по хорде профиля также не изменялось. При этом точка отрыва находилась на хвостике профиля.
При обтекании профиля под углом атаки а =10°, когда в хвостовой его части имеется частичный отрыв на верхней поверхности, влияние числа Яе заметно сказывается. Уменьшение числа Яе с 3,2 млн. до 2 млн. хотя и влияет на положение точки отрыва на верхней поверхности профиля, но качественно нагружение профиля сохраняется прежним (сУ =1,2). Существенные изменения в протекании аэродинамических характеристик профиля происходят при уменьшении числа Рейнольдса до 1 млн. В этом случае даже при угле атаки профиля а = 10° отрыв охватывает две трети верхней поверхности профиля и нагружение профиля падает (сУ = 0,75). Это подтверждает положение об автомодельном режиме обтекания.
ЛИТЕРАТУРА
1. Белоцерковский С.М., Котовский В.Н., Ништ М.И., Федоров Р.М. Математическое моделирование плоскопараллельного отрывного обтекания тел. - М.: Наука, 1988.
2. Герасимов О.В., Крицкий Б.С. Моделирование срывного обтекания лопастей несущего винта вертолета. Российское вертолетное общество: Труды третьего форума и Юрьевских чтений. 24-25 марта 1998 г. - М., 1998.
3. Liiva J., Davenport F.J., Gray L., Walton I.C. Two-dimensional tests of airfoils oscillating near stall. Volume 1. Summary and evaluation of results. USAAVLABS TR 68-13A. Philadelphia, Pennsylvania, 1968.
RESEARCH OF UNSTEADY FLOW ROUND HELICOPTER AEROFOILS AT LARGE ANGLE-OF-ATTACK AND REYNOLDS NUMBER RANGES
Gerasimov O.V., Kritsky B. S.
The total and distributed, steady and unsteady aerodynamic characteristics of some helicopter airfoils are presented. The characteristics are being obtained in large angle-of-attack, Reynolds and Strouhal numbers ranges.
Сведения об авторах
Герасимов Олег Викторович, 1962 г.р., окончил Харьковское ВВАИУ (1985), кандидат технических наук, научный сотрудник Истринского экспериментально-механического завода, автор более 20 научных работ, область научных интересов - численные методы и их алгоритмическая реализация, аэродинамика несущего винта.
Крицкий Борис Сергеевич, 1949 г.р., окончил ВВИА им. Н.Е. Жуковского (1976), доктор технических наук, профессор, заместитель начальника кафедры аэродинамики ВВИА им. Н.Е. Жуковского, автор более 100 научных работ, область научных интересов - численные методы в аэрогидродинамике, аэродинамика винтокрылых летательных аппаратов.
