CC BY
55
_______УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ Ц А Г И
Том XV 19 8 4
№ 5
УДК 629.735.33.015.3.025.1 : 532.526
ВЛИЯНИЕ КОНСОЛЕЙ НА НЕСУЩИЕ СВОЙСТВА ТОНКОГО СТРЕЛОВИДНОГО КРЫЛА И УСТОЙЧИВОСТЬ ВИХРЕВОГО СЛЕДА
Е. П. Визель
Экспериментально исследовано влияние консольных частей на несущие свойства крыльев сложной формы в плане и устойчивость вихревого следа. Показано, что наличие точки излома передней кромки и уменьшение стреловидности консоли приводят к ускорению разрушения вихря и понижению Суд шах-
Особенностям аэродинамических характеристик и обтекания крыльев с наплывами посвящено большое количество работ, например [1, 2]. В них, как правило, рассматривается влияние геометрических форм наплыва на характеристики треугольных или трапециевидных базовых крыльев. Однако этих сведений недостаточно для понимания аэродинамических свойств крыльев сложной формы в плане на больших углах атаки. Так, при совместном рассмотрении подъемной силы и данных по устойчивости вихревого следа обнаруживается следующее противоречение: с^тах крыльев с наплывами, как правило, заметно меньше, чем у треугольных крыльев одинаковой с наплывом стреловидности (аналогов наплыва). В то же время при а=акр значительную роль в формировании несущих свойств крыла играет устойчивое отрывное обтекание большей части наплыва. Остальная часть верхней поверхности крыла, лежащая ниже по потоку области разрушения вихря, охвачена глубоким отрывом и на ней подъемная сила почти не реализуется. Поэтому возникает вопрос правомерности рассмотрения течения на наплыве изолированно от остальной части крыла.
Настоящая работа посвящена вопросам, связанным с изменением характеристик треугольных крыльев малого удлинения при установке на них консолей различной стреловидности.
Исследованы семь крыльев двойной стреловидности малого, среднего и большого удлинения и четыре треугольных крыла одинаковой с наплывами стреловидности. Основные геометрические параметры крыльев приведены в табл. 1 и' 2. Крылья 2—5 представляли единую серию, имеющую один и тот же наплыв, но различную стреловидность консоли (рис. 1). Опыты проводились в аэродинамических трубах ЦАГИ Т-1 (измерения аэродинамических сил) и Т-5 (аэрометрические исследования устойчивости вихревого следа) при числах Рейнольдса Ие= (1,0-^ 1,5) • 106. Испытания в Т-5 проводились при помощи шарикового пневматического насадка с приемной головкой диаметра 3 мм по методу минимального давления. Определялись углы атаки а*, на которых вихри разрушаются в заданных сечениях, и величины коэффициентов минимального давления срт-ш—рт-т1я в центре их ядер [3, 4]. За угол а* принимался угол атаки, соответствующий положению экстремума кривой с (а). Кроме резуль-
ггпп
татов опытов в аэродинамических трубах, в работе использованы материалы визуальных наблюдений обтекания крыльев в гидроканале и в гидродинамической трубе.
Результаты экспериментов в аэродинамических трубах приведены на рис. 1 и 2 (крылья 2—5) и в табл. 1 и 2. Весовые испытания показали, что аэродинамические характеристики крыльев с наплывами на околоиритических углах атаки зависят от
8— «Ученые записки № 5
113
Крылья с наплывами
№ крыльев 1 2 3 4 5 6 7
.X 1,63 4 3 2,75 2,1 2.9 5.1
х£ 75 73 73 73 73 67 70
Хк 57 -30 35 42 £5 25 18
к о II и* 0,565 0,55 0,55 0,55 0,55 0,69 0,64
1 = , ^0 0,298 о.а«в 0,345 0,345 0,345 0,564 0,465
/ ‘-Т, 1,745 1,32 1,27 1,17 0,99 1,23 1,88
гі 10 6.8 6,8 6,8 6,8 6,7 6.2
акр 30° 28,5° 27° 28,5° 30,5° 32° 28,5°
суа шах 1,31 0,93 1,12 1,16 1,22 1,25 1.12
^суа шах -0,04 -0,44 —0,25 -0,21 -0,15 -0,13 -0,29
- * «і 26° 20“ 22° 23° 16° 13°
X = 1
*Г« в в —7 - 6.6 - 8 - 8,8 —2,1 — 1,4
* “і 29° 18° 23° 26° 27° 18° 19°
х = *■„
ср тіп -10 -5,5 -9.2 -12,5 — 11,8 -5 -5,8
- 1 а* 36° 25° 31° 34° 33° 31°
* = Т*Н * ср тіп — 12,8 —10 -13,3 -15,2 -15,5 — — 12
----— — треугольное крыло-аналог наплыва,' X = 1,25, х ~ 72,5°; —•—• — •— базовые
крылья, X = 3,2, х £ 42° И X = 2,2, х ~ 55°
Рис. 1. Аэродинамические характеристики крыльев 2—5
Треугольные крылья-аналоги наплывов
К крыльям с наплывами № / 2-5 6 7
Х° 76 72,5 67.6 69,5
X 1,0 1,25 1.63 1.5
• “кр 37,5 37,5 82.5 37
Фуатах 1,35 1,37 1,38 1,41
* а1 35° 30° 23° 25°
X — \ * ср ш!п -15,7 — 14,4 -7,2 —17,5
а* 37° О СО СО 24? : 28°
х = Ья * ср т!п -18,1 -19 -9 —19,5
, а* 41° 37° 35“
*=~ЪЯ * Ср Ш1П -18 -19,4 — —25,4
Юл 20° 30°
Рис. 2. Результату аэрометрического исследования крыльев 2—5 и треугольного крыла Х= 1,25 (---------------------)
геометрии консольных частей крыла. Наибольшими значениями суатах = 1,22-н 1,3 обладают крылья 1 и 5 с консолями большой стреловидности и крыло 6 с Л=2,9, увеличенной длиной наплыва Ьи консолями %=25°, Наименьшее значение суатах = 0,93 имеет крыло 2 с консолью обратной стреловидности.
По крыльям 2—5 вместо сечения х=1 приведены данные по сечению х=0,74.
В табл. 1 обозначено: Дсуа тах — разность крыльев с наплывами и треугольных крыльев-аналогов наплывов, а\* — угол атаки, при котором вихрь разрушается у задней кромки крыла (х=1), с*т|п — максимальное значение давления, отвечающее режиму начала разрушения вихря.
У крыльев 1—7 величины суа тах меньше, чем у крыльев-аналогов наплывов, и превосходят значения этого коэффициента базовых крыльев, а при Х>2,Ь — треугольных крыльев равного с крыльями двойной стреловидности удлинения. При Я<2,5 суа шах крыльев с наплывами, как правило, несколько меньше, чем у треугольных с тем же Я, либо стремится к этой величине, как к пределу. Сравнивая значения акр в табл. 1 и 2, можно видеть, что уменьшение акр для крыльев 1—7 составляет 4—9° и соответствует данным работы [1].
Исследования вихревой структуры показали, что при любой форме крыла в плане устойчивость вихрей, сходящих с наплыва, меньше, чем у треугольных крыльев одинаковой с наплывом стреловидности. В этом можно убедиться, сравнивая численные значения углов а* в табл. 1 и 2 и расположение экстремумов кривых Срт\п на рис. 2. Данные по а* и срт1п в табл. 1 и 2 подобраны для сечений, лежащих на одинаковом относительном расстоянии от носка крыла х, в том числе на середине хорды наплыва (х=1/2 Ьн) и у точки излома передней кромки (х=6„). Обращает на себя внимание то, что абсолютные значения наибольшего коэффициента минимального давления во всех сечениях у крыльев двойной стреловидности намного меньше, чем у соответствующих треугольных (см. табл. 1 и 2).
Так как благоприятное влияние вихрей на несущие свойства крыльев зависит от величины разрежения В ядре вихря И его устойчивости, Причиной уменьшения Суа т ах и акр крыльев с наплывами, по-видимому, оказывается дестабилизирующее влияние вихревого следа, консоли. Степень реализации этого влияния зависит от характера отрывного течения, формирующегося ниже по потоку от точки излома передней кромки. Как известно, в этой точке начинается вихрь консоли (или второй вихрь), устойчивость которого, естественно, зависит от угла стреловидности консоли и всегда меньше, чем у вихря, сходящего с наплыва (первого вихря). Кроме того, с передней кромки консоли сходит и неустойчивая вихревая пелена, аналогичная при малых % носовой пелене прямоугольного крыла [4].
Картина обтекания крыла с наплывом и консолью малой стреловидности типа крыла 7, полученная в гидроканале по методу воздушных пузырьков (Ке=Ы06), показана на рис. 3 при двух углах атаки а=23° и 38°. Критический угол атаки у этого крыла равен 33°, при этом х*~Ьк (х* — длина устойчивой части вихревого жгута). Наличие устойчивых вихрей на всем наплыве означает, что его несущие свойства реализуются полностью. В то же время у крыла 7 наблюдается наибольшая среди крыльев прямой стреловидности потеря Суа тах при установке консоли на крыло-аналог наплыва (см. табл. 1).
На рис. 3 у точки излома виден второй вихрь с очень небольшим участком устойчивого ядра, взаимодействия этого вихря с первым не наблюдается во всем диапазоне углов атаки. Носовая пелена, сходящая с передней кромки консоли, и разрушенное ядро второго вихря образуют нестационарный след консоли. Пульсации давления, вызванные этим следом, могут, как и для прямоугольного крыла, быть одним из факторов, дестабилизирующих первый вихрь [4]. В отличие от предыдущего случая, у крыльев малого удлинения С КОНСОЛЬЮ большой стреловидности 55°<Хк<60° (крыло 1) оба вихря, когда они устойчивы, объединяются при а= 12-^15° (рис. 4). Разрушаются вихри совместно на одном угле атаки (примерно на 10° раньше, чем у крыла без консолей). Поэтому можно предположить, что здесь устойчивость системы вихрей определяется вторым вихрем. Картина течения, показанная на рис. 4, получена в гидротрубе по методу водородных пузырьков (Б!е=2,5-105) [5].
На крыльях с консолью умеренной стреловидности реализуются промежуточные типы взаимодействия вихрей'^ На базовом крыле х=42° у носка или в точке излома передней кромки крыла с наплывом образуется вихрь, устойчивая длина которого не превышает половины бортовой или местной хорды в точке излома, даже на малых углах атаки а<10° (рис. 5). Тем не менее указанная выше длина заметно больше, чем на крыле с консолью малой стреловидности (см. рис. 4).
В средней части крыла х=42° имеется' зона безотрывного обтекания, которая существует у базового крыла до а«17°, а в случае установки наплыва—до 23—25е
Рис. 3. Обтекание крыла типа 7, а = 23° (вверху) и а=38° (внизу)
Рис. 5. Обтекание крыла типа 4
(в зависимости от формы наплыва). Вихрь наплыва до разрушения проходит по этой зоне безотрывного обтекания (см. рис. 5). На углах атаки а=13-н15° второй вихрь благодаря большей интенсивности подтягивает к себе вихрь наплыва, который разрушается сразу же при соприкосновении с участком второго вихря, лежащим ниже точки разрушения. Отметим, что у крыла 1 наоборот вихрь наплыва подтягивает к себе второй вихрь.
Если консоль у крыла имеет обратную стреловидность, то вихрь наплыва при всех углах атаки разрушается в пределах крыла (рис. 6). Причиной этого является отсутствие в средней части крыла участков, свободных от неустойчивой вихревой пелены (см. рис. 5), сходящей с передней кромки консоли, так как эта пелена имеет линии тока, направленные к корневым сечениям крыла. Поэтому вихрь наплыва ниже точки излома кромки оказывается внутри области, занятой носовой пеленой, где велики возмущения, связанные с ее нестационарностью. В результате на крыле 2 с %к =—30° наблюдаются наибольшие потери устойчивости вихря, ср тт и суа тах, связанные с наличием консолей (см. табл. 1 и 2 и рис. 2).
В заключение заметим, что установка на треугольном крыле консолей вызывает взаимодействие вихревых пелен, сходящих с передних кромок и консоли и обладающих различной степенью устойчивости. При этом менее устойчивая вихревая пелена консоли оказывает дестабилизирующее влияние на вихрь наплыва, следствием чего является восстановление давления в ядре вихря на наплыве и уменьшение суа гаах.
ЛИТЕРАТУРА
1. Васильев Л. Е., Черемухин Г. А., Штейнберг Р. И. Подъемная сила крыла с непрямолинейными кромками. — Труды ЦАГИ, 1978, вып. 1923.
2. Lamar J. Е. Analysis and design of strake-wing configuration.— J. Aircraft, 1980, vol. 17, N 1.
3. Визель E. П. О влиянии удлинения треугольных крыльев на структуру ближнего вихревого следа. — Ученые записки ЦАГИ, 1980, т. XI № 5.
4. Визель Е. П., Губчик А. А., Жуков В. Д., Жуков Вал. Дан., Кассич М. В., Хрекин М. И. Экспериментальное исследование отрывных течений и нелинейных характеристик тонких крыльев. — Труды ЦАГИ, 1978, вып. 1915.
5. Чжен П. Управление отрывом потока. — М.: Мир, 1979.
Рукопись поступила 23/XII 1982 г.
