Влияние стреловидности консоли на аэродинамические характеристики крыла с наплывом при отрывном обтекании Текст научной статьи по специальности «Механика и машиностроение»

УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ ЦАГ И

Том XVI 1985 №2

УДК 629.735.33

ВЛИЯНИЕ СТРЕЛОВИДНОСТИ консоли НА АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ КРЫЛА С НАПЛЫВОМ ПРИ ОТРЫВНОМ ОБТЕКАНИИ

С. Б. Захаров, Г. Г. Судаков

Приведены результаты численного исследования влияния стреловидности консоли (прямая, нулевая и обратная стреловидность) на суммарные и распределенные аэродинамические характеристики крыла конечного удлинения с наплывом. Предполагается, что отрыв потока имеет место лишь на боковых кромках наплыва, представляющего собой треугольную пластину малого удлинения. Показано, что на больших углах атаки крыло с консолью обратной стреловидности обладает наилучшими несущими свойствами по сравнению с крыльями с прямой и нулевой стреловидностью консолей.

В последние годы наряду с обычными компоновками крыльев с прямой стреловидностью .консоли рассматриваются компоновки крыльев с консолями обратной стреловидности. Цель данной работы — исследование влияния стреловидности консоли на аэродинамические характеристики крыла с наплывом на режимах, когда на боковых кромках наплыва имеет место отрыв потока. Для исследования этой задачи использован метод [1—3], в основе которого лежит асимптотический анализ решения трехмерной стационарной нелинейной задачи отрывного обтекания крыла, где в качестве малого параметра выбран угол при вершине наплыва. На основе асимптотического анализа задачи в [3] построен численный метод ее решения, существенно более быстрый по сравнению с методом дискретных вихрей [4] и панельным' методом [5].

1. Численный метод. Ниже дано краткое описание численного метода, подробно изложенного в [3]. Алгоритм состоит из трех этапов. На первом этапе решается задача безотрывного обтекания крыла в линейной постановке, при этом наряду с линейными аэродинамическими характеристиками определяется коэффициент при особенности в скорости в окрестности боковой кромки наплыва. Для этого используется метод дискретных вихрей с неравномерным как по хорде, так и по размаху разбиением [6]. На втором этапе по полученному коэффициенту при особенности в скорости определяется граничное условие на бесконечности для плоской задачи о развитии вихревой пелены (закон плоских сечений). Решение этой задачи позволяет определить конфигурацию и интенсивность вихревой пелены в ряде последовательных сечений по хорде крыла с помощью численного метода [7]. На третьем этапе снова решается трехмерная задача для уравнения Лапласа при выполнении граничного условия непротекания на поверхности крыла и постулата Жуковского на задней кромке при известной конфигурации и интенсивности вихревой пелены, сошедшей с боковых кромок наплыва. Как показано в [2], сжимаемость потока при 0<Мо»<1, где Мго—■ число М набегающего потока, в нелинейной задаче, так же как и в линейной, можно учесть с помощью правила

Гётерта (деформация продольной координаты в 1—раз), при этом правильно определяются три первых члена ряда в разложении для потенциала по выбранному малому параметру.

2. Объект исследования. В работе исследовано крыло 1 (рис. 1), широко используемое для проведения контрольных расчетов [6], крыло 2 с нулевой стреловид-

Рис. 5 Рис.

00

о

Рис. 1 Рис. 2

; on.

ностью консоли (по линии середин хорд) и крыло 3 с консолью обратной стреловидности. Крыло 2 и крыло 3 отличаются от крыла 1 только консольной частью. Площади поверхностей всех трех крыльев одинаковы.

3. Исследование безотрывного обтекания. Выше указано, что используемый алгоритм позволяет получать аэродинамические характеристики безотрывного обтекания крыльев в рамках линейной теория крыла. На рис. 2 при М«, = 0,23 представлены суммарные аэродинамические характеристики (коэффициенты нормальной силы Cn о и продольного момента mz 0) в зависимости от угла атаки а для всех трех исследуемых крыльев. Расчет продольного момента производится относительно вершины наплыва. Как и следовало ожидать, максимальный наклон Спо(а) имеет крыло 2 с нулевой :треловидностью консоли. На рис. 3 приведены зависимости коэффициентов нормальной силы сечения крыльев сп о по оси г направленной вдоль размаха крыла, при угле атаки а=15° и Мсо = 0,23. Коэффициенты сп о обезразмерены на местную хорду крыла. Следует отметить, что стреловидность консоли в случае безотрывного обтекания ;лабо влияет на несущие свойства корневой части крыла.

4. Исследование отрывного обтекания. При наличии отрыва потока с боковых кромок наплыва существенно изменяются как суммарные, так и распределенные аэродинамические характеристики исследуемых крыльев. На рис. 4 приведены зависимости приращений коэффициентов нормальной силы Асп = сп—сп0 и продольного момента Amz—mz — тг0 всех трех крыльев от угла атаки, обусловленных отрывом потока с боковых кромок наплыва. Максимальные приращения имеют место у крыла 3 с обратной стреловидностью консоли, минимальные — у крыла 1 с консолью прямой стреловидности. На рис. 5 приведены зависимости приращений коэффициента нормальной силы сечений крыльев Дсп = сп—с„ о по оси z, направленной вдоль размаха крыла, при угле атаки а=15° и Мао = 0,23. Для всех трех крыльев общим является существенное увеличение несущих свойств корневой части крыла. Относительно поведения несущих свойств сечений консоли отметим, что оно зависит от стреловидности последней. Дело в том, что концевая часть консоли крыла с обратной стреловидностью находится в области более слабого влияния вихревой пелены, сходящей с боковых кромок наплыва, чем концевая часть консоли крыла прямой стреловидности. Консоль крыла с нулевой стреловидностью в этом смысле является промежуточной. Указанное обстоятельство и объясняет главным образом тот факт, что в отличие от случая безотрывного обтекания крыло 3 с обратной стреловидностью консоли при наличии отрыва потока с боковых кромок наплыва, начиная с угла атаки а«10°, превосходит крыло 2 по коэффициенту нормальной силы и значительно превосходит крыло 1 с консолью прямой стреловидности.

ЛИТЕРАТУРА

1. Захаров С. Б., Судаков Г. Г. Асимптотическая теория отрывного обтекания крыльев малого удлинения.— Изв. АН СССР, МЖГ,

1982, № 4.

2. 3 а х а р о в С. Б., Судаков Г. Г. Об отрывном обтекании

крыльев малого удлинения дозвуковым потоком сжимаемого газа.—Ученые записки ЦАГИ, 1982, т. XIII, № 5.

3. 3 а х а р о в С. Б., Судаков Г. Г. Об отрывном обтекании

крыльев конечного удлинения с наплывом потоком сжимаемого газа. — Ученые записки ЦАГИ, 1983, т. XIV, № 3.

4. Белоцерковский С. М., Н и ш т М. И. Отрывное и безотрывное обтекание тонких крыльев идеальной жидкостью. — М.: Наука, 1978.

5. J о h п s о n F. Т., Т i n о с о Е. N., L u P., Е р t о п М. A. Recent advances in the solution of three-dimensional flow over wings with leading-edge vortex separation. — AIAA Paper 79-0282, 19791.

6. L a n С. E. A quasi-vortex — lattice method in thin wing theory. —

J. Aircraft, 1974, vol. 11, N 9.

7. Судаков Г. Г. Расчет отрывного течения около тонкого

треугольного крыла малого удлинения.—Ученые записки ЦАГИ, 1974, т. V, № 2.

Рукопись поступила 8/VII 1983 г.