CC BY
92
УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ ЦАГИ
Т о ом ХХП ' /99/ .Л® 2
УДК 629.735.33.015.3.062.4 629.735.33.015.3.025.35
ОБТЕКАНИЕ КРЫЛА БОЛЬШОЙ КРИВИЗНЫ С ТАНГЕНЦИАЛЬНЫМ ВЫДУВОМ СТРУЙ
А. В. Петров
Приведены результаты экспериментальных и расчетных исследований суммарных и распределенных аэродинамических характеристик прямоугольного КрМЛа С Профилем большой относительной кривизны (/тах:: "",30%) при выдуве струй из щелевых сопл таигенциально к его верхней поверхности. Показано влияние выдува струй из одного или нескольких сопл на величину коэффициента подъемной силы и распределение давления по крылу при нзменении коэффициента импульса струй в диапазоне с!'-:: 0 + 0,7 и углов атаки крыла а=—10°+30°. Измерены профили полных давлений вблизи поверхности крыла и выявлены особенности воздействия выдува струй на его обтекание. Дана классификация типов отрывного обтекания крыла при выдуве струй. Выявлены условия обеспечения безотрывного обтекания крыла с минимальными затратами сжатого воздуху при заданном расположении сопл.
Выдув струй на верхнюю поверхность отклоненных закрылков или крыла при больших углах атаки является эффективным средством повышения несущих свойств крыла [1, 2]. Одной из важнейших проблем, определяющих целесообразность практического применения этих систем, является обеспечение безотрывного обтекания крыла при больших углах отклонения закрылков и больших углах атаки при минимальных затратах выдуваемого, сжатого воздуха. Рщсчетные исследования пристенных турбулентных струй при наличци подож:ительного градиента давления [3, 4] и расчеты обтекания крыловых профилей с выдувом струй (5] показали, что при выдуве струй может возникать сложная структура течения, включающая в себя как области обычного отрыва потока на обтекаемой поверхности, так и области возвратного течения, отделенного от поверхности слоем безотрывного течения —- так называемый отсоединенный отрыв. Расчетным путем установлено (5], что црн вознионвеиии отсоединенного отрыву значительно возрастает по-тp.e(}нwц расход воздуха, необходимый для его Ликвидации. В работах [6, 7] теоретически показано, что затраты сжатого воздуха на восстановление безотрывного обтекания могут быть значительно уменьшены за счет выдува струй из ряда последовательно расположенных щелевых сопл на обтекаемой поверхности.
В настоящей работе проведены экспериментальные и расчетные исследования обтекания прямауг^ьного крыла большой кривизны
Сопло /
17,2
107,5
(/тах^0,3) с системой тангенциального выдува струй из щелевых сопл на его верхнюю поверхность. Выдув осуществлялся из одного, двух и трех щелевых сопл, расположенных на носке, в средней и диффузорной частях верхней поверхности крыла, с целью определения оптимального положения сопл и оптимального распределения интенсивности выдува, при которых обеспечивается ' безотрывное обтекание крыла с минимальными затратами сжатого воздуха. Для выяснения влияния выдува на обтекание крыла проведены измерения статического давления на поверхности крыла и профилей полных давлений над верхней поверхностью крыла при различных углах атаки и интенсивности выдува. Выявлены особенности обтекания крыла и дана классификация типов отрывного обтекания крыла. Результаты исследований могут быть полезными при разработке высоко-несущих крыльев.
1. Исследования проведены в аэродинамической трубе Т-103 ЦАГИ на модели прямоугольного крыла с геометрическим удлинением Л = 3, имеющим концевые шайбы эллиптической формы (рис. 1). Профиль крыла имеет максимальные относительные кривизну /тахда30% и толщину с=15% . .
На верхней поверхности крыла по всему размаху выполнены три щелевых сопла, расположенные на носке крыла (сопло ,1, Хс 1=Хс1/Ь = = 0), в средней части (сопло 2, Хс2=0,46) и в хвостовой части крыла (сопло 3, Хс з=0,75). Высота щелевых со_пл соответственно: = 0,4 мм
(ЪС1 = ^1/Ь=0,93-Ю-з)," ^2=0,67 мм (ЛС2=1,56-10-3) и ^з=0',5 мм (^ з= 1,16^ 1О“3). Система распределения сжатого воздуха позволяла осуществлять выдув с различной интенсивностью из одного сопла 2 или из комбинации сопл 1+2, 2 + 3 и 1+2+3. Сжатый воздух поступал в модель из воздушной системы аэродинамической трубы через две профилированные стойки, расположенные на торцах модели, и направлялся по внутренним каналам модели к соплам. Выдув осуществлялся по касательной (тангенциально) к поверхности крыла. Интенсивность выдува регулировалась путем изменения давления сжатого воздуха в каналах перед соплами и характеризовалась ' величиной коэффициента' импульса струи: : .
_.тс_^е
Рис. 1
где тс — массовый секундный расход воздуха и V — скорость адиабатического расширения сжатого воздуха до статического давления окружающей среды, определяемые по измеряемым газодинамическим параметрам на срезе сопла, — скоростной напор набегающего потока, 5 = 0,555 м2 — площадь крыла. При испытаниях суммарный коэффициент импульса струй, выдуваемых из всех сопл, изменялся в диапазоне Ср.а=0-—0,7.
Измерения распределения статического давления по профилю выполнены в сечении 1, расположенном на расстоянии 140 мм от плоскости симметрии модели, а измерения полных давлений в потоке выполнены с помощью гребенки приемников полных давлений в сечении 2. Результаты измерений представлены в виде эпюр изменения коэффи-
Р РОО Л. Л.
циента статического давления ср ---------- по хорде крыла и коэффи-
циента полного давления /10 = (ро — Рм)/^« по нормали к поверхности крыла, где р — статическое давление на поверхности крыла, Ро — полное давление, измеряемое отдельным приемником давления, рОО и — статическое давление и скоростной напор набегающего потока в аэродинамической трубе.
Исследования проведены в диапазоне углов атаки а = —10° + 30°, отсчитываемых от хорды крыла, при скорости потока в аэродинамической трубе К» = 45 м/с, соответствующей числу Не= 15 10е, вычисленному по хорде крыла Ь = 0,43 м. Величины коэффициента подъемной силы получены путем интегрирования эпюр распределения давления.
2. Измерения распределения давления в сечении крыла без выду-ва струй показывают, что при всех исследованных углах атаки на верхней поверхности крыла существует область развитого диффузорного отрыва потока, характеризуемая наличием «полки» в эпюрах Ср (х) (рис. 2, а). Положение начала области отрыва потока Хотр=Хотр/Ь сравнительно слабо изменяется при увеличении угла атаки от —10° до +10° и перемещается к носку крыла при больших углах атаки. (рис. 2, б). Вследствие большой кривизны носовой части профиля крыла точка начала отрыва потока на верхней поверхности крыла не достигает носка крыла даже при наибольшем из исследованных углов атаки (Хотр;: 0,4 при а=30°). Однако на нижней поверхности крыла, как показывают эпюры Ср (х), отрыв потока возникает непосредственно вблизи носка крыла при углах атаки а= —10°+0 и постепенно ослабляется при увеличении углов атаки (см. рис. 2, а). Таким образом, обтекание исследованного крыла большой кривизны при отсутствии выдува струй является отрывным при всех исследованных углах атаки. Вследствие этого экспериментальные эпюры распределения давления при с;. = 0 существенно отличаются от расчетных зависимостей Ср (х), полученных по теории идеальной жидкости [8] (рис. 3).
3. Выдув струй приводит к ослаблению отрыва потока, повышению разрежения на верхней поверхности крыла и более полному восстановлению давления на его нижней поверхности (см. рис. 3). При определенных значениях коэффициента импульса струи экспериментальное распределение давления оказывается близким к теоретическому для Ср. =0. Это свидетельствует о том, что с помощью выдува мощно обеспечить практически безотрывное обтекание крыла большой относителной кривизны. '
Структура • ■
струй является сложной и характеризуется наличием больших местных старостей, вызванных струями, и локальных о^астей отрывного течения различного тчда (рис. 4). Измерения распределевия полного давления в потоке над поверхностью крыла, установленного под углом атаки 10°, показали (рнс. 4, а), что при отсутствии выдува струи отрыв потока обычного типа возникает в точке 51 (*отрте0,6), что согласуется с данными измерений статического давления на поверхности крыла (см.
рис. 2). Выдув из сопла 2, даже со сравнительно небольшой интенсивностью (с.2 = 0,025), приводит к резкому перемещению точки отрыва к задней кромке крыла (точка $2, Хотр=0,94). При этом начальные профили полных давлений вблизи сопла 2, имеющие значительную неравномерность (сечения 5 и 6 на рис. 4, а), трансформируются в более простые формы, характерные для обычного пограничного слоя (сечение 9). . Восстановление практически безотрывного течения на верхней поверхности крыла достигается при выдуве с интенсивностью с,, 0,05 -+ 0,07
(см. рис. 3, а и 4, а). Выдув струи на верхнюю поверхность приводит также к более полному восстановлению давления на нижней поверхности крыла в области его задней кромки (сечение 10).
При увеличении угла атаки крыла без выдува до а = 30° начала отрыва потока перемещается в точку $1 (х0тр = 0,35 -;-0,4), расположенную впереди сопла 2 (хс 2 = 0,46) (рис. 4,6). Вследствие этого выдув из сопла с интенсивностью с,,2 = 0,025 -+ 0,05 не приводит к существенному изменению положения начала отрыва (точка $2 при = 0,025). Таким образом, перед соплом 2 существует область обычного отрыва, переходящая в узкую область отсоединенного отрыва, отделенную от поверхности крыла струей, выдуваемой из сопла 2 (заштрихованная область в месте расположения сопла 2 на рис. 4,6). Эта область возвратного течения вследствие воздействия струи исчезает на некотором расстоянии позади сопла. Далее, из-за воздействия положительного градиента давления возникает развитый отрыв потока обычного типа в точках & (Хотр ^ 0,72) при ср. = 0,025 и & (Хтр = 0,8) при С" =0,05. При выдуве с интенсивностью С" ^ 0,07 происходит полная ликвидация отрыва на поверхности крыла. Об этом свидетельствуют как профили полных давлений Ро(у) вблизи задней кромки крыла (см. рис. 4,6), так и удовлетворительное согласование экспериментальной и теоретической эпюр распределения статического давления по крылу ср(х) (см. рис. 3,6). При большей интенсивности выдува (с,, >0,1) вследствие избыточного импульса струи за крылом образуется струйная поверхность, которая, аналогично струйному закрылку, приводит к появлению дополнительной аэродинамической нагрузки на крыле (эффект суперциркуляции) главным образом за счет увеличения разрежения на верхней поверхности крыла (см. рис. 3). При безотрывном обтекании нижней поверхности крыла (при а = 30°) выдув на его верхнюю поверхность практически не влияет на величину полного давления на нижней поверхности (сечение 10 на рис. 4,6).
Дополнительный выдув . из сопла 1 (Хс і=0), предназначенного для улучшения обтекания крыла при больших углах атаки, практически не влияет на положение точки отрыва потока перед соплом 2 при суммарной интенсивности выдува = 0,03 -:-0,05 и улучшает обтекание крыла в области расположения сопла 2 лишь при достаточно больших значениях коэффициента импульса - 0.1 (рис. 4, в). При этом об-
текание крыла характеризуется наличием областей течения с профилями полных давлений, имеющих выраженный минимум (см. сечения 5 на 7 рис. 4, в). Вследствие этого ниже по течению возникает отсоединенный отрыв в точках $З (хОТр=0,7) при = 0,031 и 5з(хотР~0,9) при С!'-)} = 0,073, переходящий в развитый отрыв обычного типа, распространяющийся на всю хвостовую часть крыла. При интенсивности выдува 0,144 имеет место полностью безотрывное обтекание
крыла, причем судя по эпюре Ро(у), эти величины превышают
минимальный потребный импульс для ликвидации отрыва.
2 — «Учеиые записки» N5 2
17
а)
а ”J#0; у=Ц5 м/с; солло 2
б)
При совместном выдуве струй из сопл 1, 2 и 3 течение имеет особенности, характерные для выдува как из одного сопла 2, так и для. одновременного выдува из сопл 1 и 2, а также из сопл 2 и 3 (рис. 4, г). . Так, например, при выдуве с суммарной интенсивностью ср.я =0,029 обычный отрыв, начинающийся в точке $2, переходит в отсоединенный отрыв в точке Я; (сечении 5), который затем при расширении вновь. переходит в обычный (присоединенный) отрыв, распространяющийся до задней кромки крыла. При выдуве с суммарной интенсивностью-Сцл = 0,06 течение включает ряд небольших локальных отрывных областей с началом в точках $з, и Практически безотрывное обтекание крыла обеспечивается при ср.11 ж 0,07.
Таким образом, проведенный анализ свидетельствует о сложной структуре течения, возникающего при обтекании крыла большой кривизны при выдуве струй на его поверхность. Это течение характеризуется наличием областей с большими скоростями непосредственно за . соплами и мийимальными скоростями в областях, близких к отрыву. Вследствие неравномерности профилей скоростей потока на крыле с тангенциальным выдувом при интенсивности выдува, недостаточной для полной ликвидации отрыва, могут возникать различные типы отрывных течений:
— обычный (присоединенный) отрыв потока, возникающий непосредственно на обтекаемой поверхности (например, область $1 на рис. 4);
— атсоединенный отрыв — возвратное течение, возникающее в потоке над поверхностью крыла и отделенное от поверхности крыла слоем. безотрывного течения (возникает в градиентном потоке при наличии . минимума скорости в потоке);
— смешанные типы отрыва:
а) присоединенно-отсоединенный, т. е. состоящий из двух областей: ■ обычного (присоединенного) отрыва перед соплом и отсоединенного,' отрыва позади сопла, отделенного от поверхности крыла струей, выдуваемой из сопла (см., например, область $2 на рис. 4, б);
б) отсоединенно-присоединенный, т. е. состоящий из отсоединенного отрыва, возникающего над обтекаемой поверхностью, который при расширении переходит в отрыв обычного типа (см., например, области $з и 5з на рис. 4, в).
Указанные типы отрывных течений могут переходить друг в друга в зависимости от условий течения: градиента давления, степени дефекта скорости в потоке, коэффициента импульса струй и др. Каждый . из указанных типов отрыва оказывает влияние как на распределенные,. так и на суммарные аэродинамические характеристики крыла.
4. На рис. 5 показаны зависимости коэффициента подъемной силы крыла от угла атаки при различных значениях коэффициента импульса струи, выдуваемой из сопла 2. Существенно нелинейный характер зависимости су(а) при ср. = О связан с отрывом потока с нижней поверхности крыла при углах атаки —10°<а<Шо и изменением положения области диффузорного отрыва на верхней поверхности крыла при . увеличении угла атаки.
Выдув приводит к существенному увеличению коэффициента подъемной силы во всем исследованном диапазоне углов атаки вследствие ликвидации отрыва потока на верхней поверхности крыла.
Зависимости коэффициента подъемной силы крыла с различными вариантами выдува от суммарной величины коэффициента импульса (рис. 6, а) показывают, что наибольший темп приращения .
несущих свойств крыла для всех вариантов ' выдува происходит при сравнительно небольшой интенсивности выдува (ср.Е <0,10 + 0,15). В этом диапазоне значений ср.^ происходит ликвизация отрыва потока на крыле при углах атаки а = 10° и 30°. Ликвидация отрыва потока на верхней поверхности крыла при угле атаки а = = 10° позволяет получить теоретическую величину коэффициента подъемной силы Сут = 3,1 при выдуве из сопла 2 с интенсивностью ср. = 0,15, а при а = 30° достигается величина Сут = 4,7 при ср.Е = 0,13. Эти значения коэффициента подъемной силы в 3—4 раза превышают соответствующие значения коэффициента Су крыла без выдува (см. рис. 6, о), что свидетельствует о весьма высокой эффективности системы тангенциального выдува струй как средства ликвидации отрыва потока на крыле большой кривизны.
При больших значениях ср.Е темп приращения коэффициента Су за счет выдува уменьшается, так как он связан с перестройкой внешнего безотрывного обтекания, вызванной наличием струйной поверхности за крылом (эффект суперциркуляции).
Различие коэффициентов Су, получаемых при различных вариантах выдува, связано, во-первых, с размещением щелевых сопл на поверхности крыла и, во-вторых, с распределением суммарного импульса между соплами. Наибольшие приращения коэффициента Су при значениях < 0,1-+ 0,15 достигаются при выдуве из сопла 2 или из сопл 2 и 3, расположенных непосредственно перед областью диффузорного-отрыва (сопло 2) и в области отрыва (сопло 3).
Влияние относительной доли импульса струи, выдуваемой из сопла 2, показано на рис. 6, б. При малых и умеренных
значениях коэффициента импульса < 0,1 -+ 0,15 наибольшая величина Су достигается при совместном выдуве из сопл 2 и 3 с удельным импульсом струи, выдуваемой из сопла 2, составляющим приблизительно 75—80% 1 от суммарного коэффициента импульса. Оптимальное ■ значение с!,-2 возрастает с увеличением располагаемого суммарного коэффициента импульса и при 0,2 наибольшие величины Су до-
стигаются при выдуве только из сопла 2 (с!'-20Пт = 1). Указанные оптимальные значения коэффициента импульса с!,-2 практически не зависят от угла атаки крыла при его изменении в диапазоне а = 10° + 30°.
ЛИТЕРАТУРА
1. Ч ж е н П. Управление отрывом потока. — М.: Мир, 1979.
2. ВоипДагу layer and flow соп1го1.^аЛтап G. V., ed., Pergamon Press, New Jork, 1961.
3. Г и н е в с к и й А. С. Теория турбулентных струй и следов. — М.: Машиностроение, 1969.
4. Г и н е в с к и й А. С., К о л е с н и к о в А. В., П о д о л ь н ы й И. Н. Расчет пристенных турбулентных струй в спутном потоке. — Труды ЦАГИ, 1974, вып. 1567.
5. П е т р о в А. В., Ш е л о м о в с к а я В. В. Метод расчета коэффициента импульса струи, потребного для ликвидации отрыва потока на профиле крыла. — Труды ЦАГИ, 1979, вып. 1977.
6. Н е й м а р к Р. В. Исследование возможности предотвращения отрыва пограничного слоя на пластине с помощью пристеночных струй. — Ученые записки ЦАГИ, 1989, т. 20, № 4.
7. Ж У л е в Ю. Г., Н е й м а р к Р. В. Несущие свойства кругового и эллиптического цилиндра при выдуве щелевых струй на их поверхность. — Ученые записки ЦАГИ, 1989, т. 20, № 5.
8. П а в л о в е ц Г. А. Методы расчета обтекания течения крыла идеальным несжимаемым потоком. — Труды ЦАГИ, 1971, вып. 1344.
Рукопись поступила 2/7/1 1990 г.
