CC BY
66
УЧЕНЫЕ ЗАЯШСКШ ЦАГН
Том XXIII 1992 М I
УДК 629.735.33.015.3.025.35
СПОСОБ ОТКЛОНЕНИЯ ОСЕСИММЕТРИЧНОЙ СТРУИ, РАСПРОСТРАНЯЮЩЕЙСЯ ВДОЛЬ ВЕРХНЕЙ ПОВЕРХНОСТИ КРЫЛА С ЗАКРЫЛКОМ
Ю. Г. Жулев, В. А. Макаров, А. Г. Наливайко
Изложены результаты экспериментальных исследований, показавшие возможность реализации эффекта Коанда при отклонении закрылка для струи из осесимметричного сопла, распространяющейся вдоль верхней поверхности крыла, при различных расстояниях от сопла до этой поверхности.
Одним из эффективных способов увеличения подъемной силы самолета на взлетно-посадочных режимах является отклонение вектора тяги вследствие отклонения реактивной струи при обдуве этой струей верхней поверхности крыла и отклоняемого закрылка (реализация эффекта Коанда). Как известно, в этом случае струя из осесимметричного сопла при отклонении закрылка практически не отклоняется (эффект Коанда не реализуется), поэтому используются плоские или О-образные сопла. Они обеспечивают реализацию эффекта Коанда до значительных углов и вследствие этого способствуют увеличению подъемной силы как за счет вертикальной составляющей вектора тяги, так и за счет эффекта суперциркуляции (см., например, [1—3]). Тем не менее реализация возможности отклонения струи из осесимметричного сопла представляется заманчивой, так как использование плоских или О-образных сопл приводит к усложнению конструкции, повышению веса и увеличению потерь тяги на крейсерском режиме.
В настоящей работе экспериментальным путем изучена показанная на рис. 1 схема отклонения струи из осесимметричного сопла на достаточно большие углы: при отклонении закрылка перед ним создается выступающий над поверхностью крыла цилиндрический сегмент-растекатель, натекая на который струя деформируется и форма ее поперечного сечения изменяется от круглой к плоской (при которой реализуется эффект Коанда).
Эксперименты проводились при отсутствии внешнего обтекания и состояли из двух этапов. На первом этапе изучался процесс изменения поперечного сечения струи при ее деформации и последующем отклонении, на втором этапе определялись интегральные характеристики отклонения струи на элементе крыла.
Рассмотрим результаты первого этапа исследований. Принципиальная схема эксперимента показана на рис. 2. Осесимметричное сопло расположено над плоской пластиной так, что-нижняя точка выходного сечения сопла касается края пластины, как это показано на рис. 2. К пластине, имеющей длину 4с1(с1 — диаметр сопла), могла крепиться цилиндрическая поверхность радиу-
сом 2d с углом сектора = 40 или 70°. Пластина вместе с цилиндрической поверхностью могла устанавливаться под различными углами наклона а к оси сопла.
Экспериментальные исследования состояли в измерении полей полного давления в поперечных сечениях деформированной струи на краю пластины или цилиндрической поверхности (см. рис. 2). При проведении исследований сжатый воздух через дроссель поступал в форкамеру, а затем в сопло. Распределение давления в струе измерялось, с помощью гребенки приемников полного давления, которая перемещалась в поперечном к струе направлении. Эксперименты проводились при а = 0, 5, 10 и 20° и значениях отношения полного давления в форкамере модели к атмосферному ро/ра= 1,25 и 1,5. Для устранения возможных погрешностей при измерении полного давления гребенка приемников полного давления в экспериментах с цилиндрической поверхностью при а = 5, 10 и 20° наклонялась на 20°, как это показано на рис. 2 штриховыми линиями.
Как показали проведенные эксперименты, изменение отношения р0/ра от 1,25 до 1,5 практически не влияет на форму поперечного сечения струи при ее деформации на плоской пластине и отклонении на цилиндрической поверхности, поэтому ниже будут рассматриваться результаты экспериментов только ДЛЯ Ра/Ра =1,5.
На рис. 3 и 4 показаны результаты измерения полей избыточного давления в поперечном сечении струи, деформированной либо на изолированной плоской пластине {рис. 3), либо на пластине с цилиндрической поверхностью (рис. 4). Результаты измерений полей избыточного давленйя в поперечном сечении струи р/ра — 1 приведены в виде изобар — линий равного давления, числовые значения которых выписаны сбоку, причем внешней линии соответствует минимальное избыточное давление 0,001. Нанесенная на рйсунках сетка выполнена с шагом, равным диаметру сопла.
Как видно из рис. 3, при небольших углах наклона пластины происходит деформация лежащего вблизи поверхности пластины слоя струи, в то время как сама струя слабо изменяется. Аналогичные результаты были получены в работе [4], в которой исследовалось течение осесимметричной струи вблизи плоской пластины. При увеличении угла наклона а начинает постепенно деформироваться основная часть струи, и при а > 10° выделить близлежащий слой невозможно. Так, при а — 10° ширина струи составляет 7,5 калибров сопла.
Из рис. 4 видно, как деформируется поперечное сечение струи при обтекании цилиндрической поверхности. Видно также, что при а = 0 (когда предварительная деформация струи практически отсутствует) при натекании на цилиндрическую поверхность основная часть струи отходит от поверхности с образованием «ножки». Такая конфигурация, очевидно, может трактоваться как предотрывное состояние. На рис. 4 также можно видеть, что у деформированной струи при отклонении на цилиндрической поверхности увеличивается толщина, а края загибаются в сторону основной части, что, очевидно, связано с эжектирующей способностью струи.
Дополнительную характеристику дает рис. 5, rfa котором обозначены положения максимумов избыточного давления и положение границы струи (за которую условно принята линия р/ра— 1 = 0,001). Каждая' кривая проведена по результатам измерений полей давлений на выходе из пластины без цилиндрического участка и на выходе из цилиндрических участков с ^ = 40 и 70°. Видно, что увеличение угла наклона деформирующей пластины а увеличивает отклонение струи на цилиндрической поверхности.
Рассмотрим теперь результаты второго этапа исследований. Принципиальная схема эксперимента показана на рис. 6. Отсек прямого крыла с концевыми шайбами (профиль П-151—9%) укреплялся на консоли, на которой располагались двухкомпонентные тензовесы. Осесимметрично'е сопло закреплялось на Г-образном трубопроводе подвода сжатого воздуха, на котором также располагались двухкомпонентные тензовесы. Подвод сжатого воздуха к Г-образному трубопроводу дюритовым шлангом и установка его на коорди-натник позволяли изменять положение сопла относительно поверхности крыла и отклоняемого закрылка.
Эксперименты заключались в определении угла отклонения струи и потерь импульса этой струи при различных геометрических параметрах модели и различных относительных давлениях на срезе сопла.
Угол отклонения струи определялся как'угол отклонения суммарного вектора тяги из соотношения
* Y'+Y
- * = *тс*х+г-
где Yc и Хс — компоненты результирующей силы, действующей на сопло, и измеряемые тензовесами на Г-образном трубопроводе, Y и X — компоненты результирующей силы, действующей на модель крыла, и измеряемые тензовесами на консоли крыла.
0JB01 0,100
ОМІ ш і ËÜ OßOO
0,010 0,400
0,050 0,410
0,100
0,001 0¿00
0,005 OJOO
OfilO ofrto
0,050 0,430
0,100
0,001 0,200
ajaos 0,300
0,010 0,400
0,050 0,4*0
0,100
0,001 0,200
0,005 0,300
0,010 Ш il 0,400
0,050 0,440
0,100
<!>-/?
Рис. З
0,001 0,100
0,005 ’ 0,300
0,010 0,400
0,050 0,460
0,100
0,001 0,200
0,005 0,300
0,010 \Уш 0,400
0,050 0,470
0,100
<|>=70o
Рис. 4
Рис. 6
Потери импульса струи определялись через коэффициент потерь тяги R:
Л1(Х'+Х)2+(УС+Г)2
R,
где /?ч — суммарная тяга системы «сопло—крыло», а /?с — тяга изолированного сопла1, которую предварительно находили в эксперименте.
В проведенных экспериментах определялась зависимость <р и R от следующих геометрических параметров модели (см. рис. 6):
— относительного зазора между осью сопла и поверхностью растекателя h = h/d (d — диаметр выходного сечения сужающегося сопла);
— относительной высоты поверхностных растекателей H = H/d\
_— относительного расстояния от среза сопла до оси отклоняемого закрылка L = L/d;
— угла отклонения закрылка 63.
Основные размеры были следующими: хорда крыла Ь — 700 мм; хорда отклоняемого закрылка 63 — 220 мм (Ь3 = Ь3/х = 0,31 ) ; диаметр выходного сечения сопла d — 40 мм. Отношение полного давления на срезе сопла к атмосферному изменялось в диапазоне 1,1 ^.ро/ра^ 1,7. Число Re, подсчитанное по диаметру сопла, составляло (3,6 -i- 9,5) • 105.
Анализ полученных экспериментальных результатов показал, что основным геометрическим параметром, характеризующим возможности рассматриваемого способа отклонения струн, является h — относительный зазор между осью сопла и верхней поверхностью растекателя. Было установлено та^<же, что в исследованном диапазоне изменения отношения ро/ра значения <р и R изменяются незначительно. Поэтому все основные параметрические исследования, результаты которых представлены ниже, проводились при Ро/_Ра = 1,5.
На рис. 7 представлена зависимость (р = f(h) для различных значений Н при L = 10 и 03 = 60°. Аналогичные зависимости для [ = 5 и 7 практически совпадают с экспериментальной дорожкой рис. 7. Граница экспери-
А о о
+ - н = о
X - 0.4
О — 0,7
L = 10; 63 = 60
Д - 1.0,
□ - 1,7
О - 2,0
V — ^
0 - 63 = 30°, ¿=5
0 — 63 = 45°, L = 7
Рис. 7
ментальной дорожки для £ = 5 показана на рис. 7 штриховыми линиями. Вйдно, что эффект деформации струи начинает проявляться при Л < 0,5 и с помощью этого эффекта можно реализовать значительные углы отклонения струи. Так, при Л = — 0,5 угол отклонения струи становится равным 60° (равным углу отклонения закрылка). Видно также, что зависимости ф = /(Л) в исследованном диапазоне геометрических параметров практически не зависят от параметра Н.
Наряду с упомянутыми были проведены также эксперименты (хотя и в меньшем объеме) с другими • значениями углов отклонения закрылка (для 63 = 30° и ¿. = 5 при —0,2 ^ Л ^ 0,3 и для 63= 45° и Ь — 7 при 0,2 <1 А ^ 1,2). Было установлено, что реализуемые при этих экспериментах значения ф также располагались в пределах показанной на рис. 7 экспериментальной дорожки.
В отличие от зависимости ф = ДА) зависимость /?_= /(Л) образует более широкую экспериментальную дорожку, особенно при А ^ 0. Сказанное видно из сопоставления рис. 8, а и 8, б, полученных для б3 = 60°.
(Г)
Обозначения те же, что на рис. 7; а) Г= 10; б) £ = 5 Рис. 8
Результаты упомянутых выше экспериментов_ при 63 = 30° и б3 = 45° хорошо соответствуют зависимости /? = /(Л) при ¿_= 5 и нанесены на рис. 8,6.
Следует отметить, что отсутствие влияния Н на^ зависимость ф = /(/?) и достаточно слабое влияние Н на зависимость /? = / (Л) означает, что рассмотренный способ обеспечивает отклонение струи даже для случаев, когда между выходным сечением сопла и верхней поверхностью крыла имеется достаточно большой зазор. Например, при Н = 2, ¿ = 5иА= — 0,25, при которых угол отклонения струи ф = 40° (см. рис. 7), расстояние между нижней кромкой выходного сечения сопла и верхней поверхностью крыла равно 1,25 диаметра сопла.
На рис. 9, на котором результаты проведенных экспериментов приведены в виде зависимостей 7? = /(ф), для сравнения нанесены данные, полученные в случаях использования плоских [2, 3] и О-образных сопл [2] при близких к исследованным в данной работе перепадах давления на срезе сопла. Видно, что исследованный способ отклонения струй из осесимметричных сопл не приводит к существенному увеличению потерь тяги по сравнению с потерями при плоских соплах доста^точно больших удлинений.
Рис. 9
В заключение необходимо отметить, что ввиду большого числа параметров, которые могут влиять на эффективность рассмотренного способа отклонения струи, даже сравнительно большой объем проведенных исследований нельзя считать достаточным для определения оптимального сочетания параметров и определения всех возможностей рассматриваемой схемы. Однако полученные результаты являются доказательством того, что предварительная деформация струи является эффективным способом, дающим возможность существенно отклонять струю из осесимметричного сопла на внешней поверхности отклоняемого закрылка даже для случаев, когда это осесимметричное сопло располагается на значительных расстояниях от поверхности крыла.
1. Davenport F. J., Н u n t D. N. Deflection of a thick jet by a convex surface: a practical problem for powered list // AIAA Paper.— 1975. N 75—167.
2. S I ee m a n W. C., Hohlweg W. C. Low-speed wind-tunnel investigation of a four-engine upper surface blown model having a swept wing and rectangular and Z>-shaped exhaust nozzles // NASA TN.— 1975. D-8061.
3. Г о л у б е в А. С., М о р о з Э. К., Михайлов Б. Н„ Павленко В. Ф., С м о л я к'о в Б. И. Исследования особенностей поворота вектора тяги’при обдуве реактивной струей верхней поверхности крыла и Уклоняемого закрылка // Процессы и характеристики авиационных двигателей: Труды 10 научных чтений, посвященных 95-летию со дня рождения академика Б. С. Стечкина.— М.: АН СССР, 1986.
4. М и г a i К, Kawashima Y., N a k a n i s hi S. Flow characteristics of a jet adjacent to a plane wall // 3rd Report. Experimental Results of Flow Characteristics on Three-Dimensional Similar Jet.—Trans. Jap. Soc. Mech. Eng. B.— 1988. Vol. 54, N 507.
Рукопись поступила 17/V1I 1990
