Возможности использования пристенных струй для управления обтеканием крыльев в широком диапазоне углов атаки Текст научной статьи по специальности «Механика и машиностроение»

УЧЕНЫЕ

ЗАПИСКИ ЦАГИ

Том XXVI

1995

№1-2

УДК 629.735.33.015.3.062.4

ВОЗМОЖНОСТИ ИСПОЛЬЗОВАНИЯ ПРИСТЕННЫХ СТРУЙ ДЛЯ УПРАВЛЕНИЯ ОБТЕКАНИЕМ КРЫЛЬЕВ В ШИРОКОМ ДИАПАЗОНЕ УГЛОВ АТАКИ

Ю. Г. Жулев, С. И. Иншаков, В. И. Макаров, Р. В. Неймарк

Определены условия эффективного применения пристенных щелевых струй на крыльях и оценена возможность обеспечения безотрывного обтекания профиля при углах атаки до 90'.

Имеется значительное число работ, доказывающих высокую эффективность использования пристенных щелевых струй для повышения несущих свойств крыльев (например, [1—4]). Основное внимание уделялось выдуву щелевой струи на поверхность отклоняемого закрылка, при котором предотвращается или частично уменьшается отрыв потока поверхности закрылка при больших углах его отклонения, а также выдуву щелевой струи в передней части профиля, при котором предотвращается отрыв потока с него при значительных углах атаки. В настоящей работе получены новые результаты, указывающие на возможность дальнейшего повышения эффективности использования пристенных щелевых струй, выдуваемых как на поверхность отклоняемого закрылка, так и на переднюю часть профиля.

1. Рассмотрим сначала выдув струи на поверхность отклоняемого закрылка (рис. 1, а). В имеющихся публикациях показано, что эффек-

Щелебая

сюрдя

а)

О

Рис. 1

3- шланг подВода сжатого Ьоздуха

4-лоборотный стол аэродинамической трубы

а)

1/Ьж2,9; А1Ь-0,2Ч; л/Ь=3,Ч; Ь-0,17м в)

Рис. 2

тивность такого закрылка возрастает с увеличением его относительной хорды, и если его относительная хорда (отношение хорды закрылка к хорде профиля Ь3 = Ь3/Ь) из конструктивных соображений не может заметно превышать 0,3, то угол его отклонения при этом (не вызывающий чрезмерного увеличения потребного количества воздуха в щелевой струе) не должен превышать 83 = 60° ... 65°.

В настоящей статье показано, что можно резко уменьшить хорду такого закрылка практически без уменьшения его эффективности. Принципиальная схема параметрического эксперимента представлена на рис. 2, а, а основные геометрические параметры модели даны на рис. 2, б. Исследовалась величина коэффициента подъемной силы сУа отсека прямого крыла с профилем П-151-9 девятипроцентной относительной толщины и выдувом щелевой струи на поверхность отклоняемого закрылка, хорда которого могла изменяться в широких пределах. Скорость потока в рабочей части аэродинамической трубы поддерживалась равной 30 м/с, а число Яе, подсчитанное по хорде крыла, было равно 1,4-106. Давление воздуха перед щелевым соплом изменялось в процессе экспериментов в диапазоне (1,2 ... 3) • 105 Па.

Основные результаты проведенного эксперимента представлены на рис. 3, где в скоростной системе координат даны зависимости от Ь3 величин сУа и угла отклонения закрылка 53 при двух значениях углов атаки а (величина сУа отнесена к значению при Ь3 =0,3). Коэффициент импульса выдуваемой струи сц определялся по формуле

тУ С*~ дЯ ’

где приняты следующие обозначения: т — масса выдуваемого воздуха, измеряемая с помощью мерной шайбы; V — скорость истечения выду-60 .

ваемого воздуха, рассчитанная по измеренному перед щелевым соплом полному давлению в предположении изоэнтропического истечения; ? и 5 — соответственно скоростной напор в рабочей части трубы и площадь исследуемого отсека крыла.

Из рис. 3 видно, что если при уменьшении хорды закрылка Ь3 увеличивать его угол отклонения, то молшо перейти от закрылка с А3 =0,3 к очень небольшому закрылку с 63 = 0,05 практически без изменения величины сУа (при этом оптимальный угол отклонения закрылка при переходе от й3 = 0,3 до й3 = 0,05 изменяется от 60° до 100 ... 120°).

2. Рассмотрим теперь выдув щелевой струи на переднюю часть профиля. Имеющиеся работы посвящены в основном изучению эффективности выдува как непосредственно на закругленной части носка, так и в начале верхней поверхности профиля. Очевидно, что радикальным способом повышения эффективности выдува в носовой части является переход к схемам с изменяемой геометрией носка, принципиальная схема которой показана на рис. 1, б. Чтобы изучить возможности использования щелевых струй для таких конфигураций, были проведены эксперименты. Принципиальная схема экспериментальной установки представлена на рис. 2, а, а основные геометрические параметры модели даны на рис. 2, в. Модель позволяла изменять угловое положение щели выдува (угол у отсчитывался от места перехода цилиндрической части профиля в плоскую, см. рис. 2, в) и изменять в широких пределах угол атаки с помощью поворотного стола. Скорость потока в рабочей части аэродинамической трубы поддерживалась равной 30 м/с, а число Яе, подсчитанное по хорде крыла, было равно 0,7 106. Давление воздуха перед щелевым соплом изменялось в процессе эксперимента в диапазоне (1,2 ... 3) • 105 Па.

Было установлено, что угловое положение щелевого сопла имеет решающее значение для обеспечения эффективности выдува. Это иллюстрируется представленными на рис. 4 зависимостями сУа = /(у) для

двух значений а и сц. Здесь представлены также результаты визуализации обтекания с помощью дымовых струек. Видно, что в рассматриваемой конфигурации можно получить практически безотрывное обтекание и высокие несущие свойства профиля до углов атаки 70° ... 90°.

«Ґ 60° Ж 100* )Г

Рис. 4

3. На рис. 5 в обобщенном виде представлена зависимость сУа = /(а) для рассмотренных двух схем профилей. Для верхних границ заштрихованных областей сц = 0,5, а для нижних сц = 0,1. Видно,

что схема профиля с выдувом струи только на отклоняемый закрылок эффективна в области малых углов атаки а, а схема с выдувом только на переднюю кромку — лишь в пределах очень больших а.

Была оценена возможность реализации такой схемы профиля, которая объединила бы преимущества представленных на рис. 1, а и б схем и могла бы эффективно функционировать в широком диапазоне углов атаки. Для этого была рассмотрена представленная на рис. 1, в схема, которую можно регулировать следующим образом. На малых углах атаки выдув осуществляется только через заднюю щель (в этом случае схема будет функционировать так же, как показанная на

рис. 1, а). На очень больших углах атаки выдув выполняется только через переднюю щель, и в этом случае данная схема будет функционировать так же, как на рис. 1, б, при промежуточных углах атаки струи могут выдуваться через обе щели.

Исследование возможностей показанной на рис. 1, в схемы профиля было проведено расчетным путем. Сущность методики (правомерность которой доказана, например, в работе [5]) заключалась в следующем. Вначале рассчитывалось обтекание профиля потенциальным потоком с точкой его схода на конце закрылка. Затем рассчитывались характеристики пограничного слоя на поверхности профиля (при тех параметрах внешнего потока, которые определялись из расчета потенциального обтекания) и находилась точка его отрыва. После этого определялся потребный импульс струи, выдув которой вблизи точки отрыва смещал бы эту точку к месту выдува второй струи (если рассматривался выдув из щели вблизи носка профиля) или к задней кромке закрылка (если рассматривался выдув из щели в хвостовой части профиля).

На рис. 6 представлены результаты расчетов для симметричного профиля ИАСА-ОООб с относительной толщиной 6% и отклоняемым закрылком с относительной хордой Ь3 = 5% (сЦ1 и сЦ2 — коэффициенты импульсов передней и задней щелевых струй соответственно, сЦ£ —

суммарный коэффициент импульса выдуваемых струй). Конфигурация отклоняемого носка показана на рис. 6. Расчеты проводились для числа Ле и числа М набегающего потока, равных соответственно 1,5 • 106 и 0,1 для углов атаки, изменяющихся через 10° в диапазоне 0 ... 90°. Для каждого угла атаки а определялись выгоднейшие (по достижимому значению су ) угол отклонения закрылка и импульс выдуваемых струй.

Из рассмотрения зависимостей на рис. 6 видно следующее:

— имеется возможность обеспечить безотрывное обтекание рас-

МСА-0006

смотренного профиля до а = 90°, при этом потребный коэффициент импульса не превышает 0,47—0,5 при а = 90°;

— оптимальный угол отклонения закрылка при больших углах атаки уменьшается и при а = 90° становится равным нулю;

— выдув щелевой струи в носовой части профиля (сЦ1 > о) становится для рассмотренного профиля целесообразным при а > 10°;

— выдув щелевой струи на отклоняемый закрылок (сЦ2 > О) должен

осуществляться начиная с нулевых углов атаки и прекращаться при а = 80°;

— отклонение носка в показанное на рис. 6 положение следует осуществлять при сх > 10°.

Из рис. 6 видно также, что при больших углах атаки требуются значительные расходы сжатого воздуха на выдув струй. При этом с увеличением а все возрастающий вклад в суммарное значение сЦ£ дает

выдув струи из сопла, расположенного в носке профиля (где имеет место максимальный градиент давления, который и должна преодолевать выдуваемая из передней щели струя). Однако в качестве возможности резкого уменьшения потребного значения можно указать на

переход к последовательно расположенным щелям выдува. Например, в работе [5] показано, что для осуществления безотрывного обтекания цилиндра с помощью пристенных струй переход от одной щели выдува к трем последовательно расположенным уменьшает потребное суммарное значение примерно в шесть раз. Для рассматриваемого профиля расчетами установлено, что введение одной дополнительной щели выдува в носовой части профиля (в области максимальных градиентов давления) уменьшает потребное суммарное значение сЦг в полтора раза.

Таким образом, в работе экспериментальным путем получены дополнительные сведения об условиях повышения эффективности применения щелевых струй для повышения несущей способности крыльев и расчетным путем показаны возможность и условия обеспечения безотрывного обтекания профиля при углах атаки до 90е.

ЛИТЕРАТУРА

1. L a w f о г d J. A., F о s t е г D. N. Low speed wind tunnel tests on a wing section with plain leading and trailing edge flaps having boundary layer control by blowing // ARC RM. - 1970, N 3639.

2. Poisson-Quinton Ph. Einige physikalische Betrachtungen ttber Ausblasen an TragflUgeln. Jahibuch der W.G.L. — 1956.

3. Петров А. В., Шеломовская В. В. Метод расчета коэффициента импульса струи, потребного для ликвидации отрыва потока на профиле крыла // Труды ЦАГИ. — 1979. Вып. 1977.

4. Г а н и ч Г. А., Ж у л е в Ю. Г., Макаров В. А. Влияние геометрических параметров отклоняемого закрылка со сдувом пограничного слоя на эффективность воздействия на сУа при взлетно-посадочных режимах //

Труды ЦАГИ. — 1988. Вып. 2400.

5. 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.

Рукопись поступила 29/XI1993 г.