МЕХАНИКА ЖИДКОСТИ И ГАЗА <5 • 2008
УДК 532.526.3
© 2008 г. С. В. ЖИГУЛЕВ, М. Н. КОГАН, А. П. КУРЯЧИЙ, В. М. ЛИТВИНОВ, А. А. УСПЕНСКИЙ
УПРАВЛЕНИЕ БЛИЖНИМ ВИХРЕВЫМ СЛЕДОМ СТРЕЛОВИДНОГО ПОЛУКРЫЛА С ПОМОЩЬЮ МИНИ-ЩИТКОВ
Исследовано влияние мини-щитков на структуру течения в ближнем вихревом следе за моделью стреловидного полукрыла. В дозвуковой аэродинамической трубе выполнены измерения распределений осредненной по времени скорости течения в сечении, нормальном к вектору скорости набегающего потока и находящемся на расстоянии 3.8 полуразмаха крыла от его задней кромки. При установке мини-щитков как на верхней, так и нижней поверхностях крыла в указанном сечении потока наблюдаются два вихря (концевой и дополнительный) с одинаковым знаком завихренности, разделенные обширной областью завихренности противоположного знака. Оценено влияние угла атаки модели на интенсивности концевого и дополнительного вихрей.
Ключевые слова: аэродинамическая труба, модель стреловидного полукрыла, мини-щитки, вихревой след, семиточечный приемник давления.
Исследование вихревого следа крыла летательного аппарата имеет как фундаментальное, так и важное прикладное значение. Вихри, формирующиеся в следе одного самолета, могут оказывать неконтролируемое силовое воздействие на другой самолет, оказавшийся в следе, тем самым негативно влияя на безопасность полетов. По этой причине устанавливаются минимальные безопасные дистанции между самолетами, зависящие от их габаритов и режимов полета. Эти дистанции влияют на пропускную способность аэропортов и экономические показатели авиаперевозок. Уменьшение минимальных безопасных расстояний между летательными аппаратами за счет изменения структуры вихревого следа - актуальная задача [1-3].
Показано, что в следе крыла с пилообразной формой задней кромки достигается значительное уменьшение вращательного момента, действующего на летательный аппарат, находящийся в таком следе [4]. Данный эффект достигается за счет того, что вместо пары концевых вихрей, формирующихся в следе обычного крыла, возникает две пары менее интенсивных вихрей с завихренностью того же знака. Вторичные вихри, формирующиеся за участками вырезов на задней кромке крыла, не сливаются ниже по потоку с концевыми вихрями благодаря разделяющей их области течения с завихренностью противоположного знака. Высказанное в [4] предположение о роли указанной области течения подтверждено экспериментально [5] и численно [6, 7].
Отмеченные особенности структуры вихревого следа пилообразного крыла обусловлены немонотонным распределением циркуляции по размаху крыла, которое достигается за счет переменной длины его хорды. За участками крыла со значительными градиентами циркуляции в следе формируются области повышенной завихренности, знак которой определяется знаком градиента циркуляции. Однако существенное изменение формы крыла в плане для получения немонотонного распределения циркуляции по размаху может противоречить задаче обеспечения максимального значения аэродинамического качества на крейсерском режиме полета, а также создавать проблемы с прочностью конструкции крыла.
Необходимое распределение циркуляции можно получить, не изменяя оптимальную форму крыла, а используя мини-щитки, расположенные вблизи задней кромки крыла.
Щитки, установленные на верхней поверхности крыла, перестраивают обтекание его задней кромки, приводя к уменьшению подъемной силы и, следовательно, циркуляции. Щитки, расположенные на нижней поверхности, соответственно увеличивают циркуляцию. Располагая мини-щитки на обеих поверхностях крыла, можно получить нужное распределение циркуляции по размаху, и тем самым управлять структурой вихревого следа. Эти малогабаритные органы управления с малым шарнирным моментом могут применяться на режимах взлета, посадки и ожидания в окрестности аэропорта и убираться на крейсерском режиме полета. Кроме того, вследствие малой инерционности мини-щитки - эффективный аэродинамический орган парирования воздействия атмосферной турбулентности [8]. Таким образом, указанные устройства могут использоваться для решения различных важных прикладных задач.
Установка мини-щитка на верхней поверхности прямоугольного в плане полукрыла в окрестности его законцовки приводит к существенному размыванию результирующего концевого вихря, выражающемся в увеличении размера его вязкого ядра и уменьшении дефицита продольной и максимального значения поперечной компонент скорости в нем [9]. Данное воздействие на концевой вихрь можно считать одним из методов его искусственного "старения" [2]. Однако при исследованной в [9] конфигурации мини-щитков основной и вторичный вихри сливались на достаточно близком расстоянии от задней кромки крыла.
В настоящей работе экспериментально исследуется другая конфигурация мини-щитков на модели стреловидного полукрыла, обеспечивающая немонотонное распределение циркуляции по размаху, и вследствие этого формирование в следе двух концентрированных вихрей, разделенных достаточно обширной областью течения, имеющей завихренность противоположного знака.
1. Условия экспериментов. Эксперименты проведены в дозвуковой малотурбулентной аэродинамической трубе с закрытой рабочей частью прямоугольного сечения с высотой 0.35 м, шириной 0.5 м и длиной 2.61 м. Скорость однородного набегающего потока составляла и0 = 30 м/с, степень турбулентности не превышала 0.03%. Число Рей-нольдса, рассчитанное по параметрам набегающего потока и хорде модели полукрыла, составляло Яе = 1.33 ■ 105.
Использована модель стреловидного полукрыла с хордой с = 67 мм, полуразмахом 5 = 195 мм и углом стреловидности % = 30° (фиг. 1). Сечение модели по нормали к передней кромке представляет собой 12%-ный симметричный профиль, близкий к обобщенному профилю Жуковского. Законцовка модели - плоская поверхность (торцевой срез). Модель оборудована тремя мини-щитками, как показано на фиг. 1. Первый и третий мини-щитки расположены на нижней поверхности крыла, а второй - на верхней. Расстояния щитков от задней кромки = й3 = 1 и й2 = 3 мм, их высота = Н3 = 1 и Н2 = 3 мм. Координаты мест разрыва первого и второго, а также второго и третьего щитков Z12/c = 0.75 и Z23/c = 1.5. Координатная ось У направлена от плоскости фиг. 1.
Для измерения интегральных аэродинамических характеристик модели использовались шестикомпонентные аэродинамические тензовесы. Осредненные по времени параметры потока в следе за моделью измерялись с помощью семиточечного приемника давления, который с хорошей локальностью позволяет определять вектор скорости газового потока в широком диапазоне углов скоса (до 80°) [10]. Более детально методика исследований описана в [9].
2. Результаты измерений. Для оценки влияния мини-щитков на интегральные аэродинамические характеристики выполнены весовые испытания моделей со щитками и без них (фиг. 2). Рассмотренная конфигурация мини-щитков приводит к заметному возрастанию коэффициента подъемной силы Су в диапазоне угла атаки 12° < а < 18°, где Су почти постоянен (фиг. 2, а). Значение Су тах увеличивается на 17% (от 0.687 до 0.805). Существенно, что этот рост подъемной силы в указанном диапазоне угла атаки не сопровождается заметным уменьшением аэродинамического качества. Максимальное его
54 C.B. Жигулев, M.H. Коган, А.П. Курячий, В.М. Литвинов, A.A. Успенский
X
Фиг. 1. Схема модели полукрыла (вид сверху) и система координат, использованная для представления результатов на фиг. 3-5
10
K
5
Фиг. 2. Зависимости от угла атаки а коэффициента подъемной силы Су и аэродинамического качества К (а) и К от Су (б) полукрыла без щитков 1 и со щитками 2
значение Ктах как со щитками, так и без них достигается при угле атаки а = 6°. Наличие щитков ведет к уменьшению Ктах на 5% (от 8.69 до 8.25) и вместе с тем к увеличению коэффициента Су при этом угле атаки на 7% (от 0.437 до 0.468). Более того, при достаточно больших значениях коэффициента подъемной силы наличие мини-щитков ведет к возрастанию аэродинамического качества [8]. В данном случае этот эффект наблюдается при Су > 0.56 (фиг. 2, б), т.е. при углах атаки а > 7.3°. Таким образом, для рассматриваемой конфигурации мини-щитков аэродинамические характеристики полукрыла не ухудшаются.
Измерения осредненного по времени вектора скорости течения V = (и, V, Щ) проведены в одном сечении потока, расположенном на расстоянии Х/Б = 3.85 от задней кромки законцовки полукрыла, для углов атаки а = 5, 7 и 9°. При изменении угла атаки в этом диапазоне коэффициент подъемной силы изменялся в диапазоне 0.4 < Су < 0.65. Распределения вектора V измерялись с шагом 2 мм по координатам У и Z.
На участке крыла, где расположен верхний щиток < Z < Z23), в распределении циркуляции по размаху возникает "провал". Нижние щитки, расположенные слева и справа от верхнего, увеличивают циркуляцию на своих участках. Ввиду этого в окрестности координаты Z12 возникает отрицательный градиент циркуляции, а в окрестности Z23 - положительный. Благодаря последнему в вихревом следе наряду с концевым вихрем формируется дополнительный вихрь, направление вращательного движения в котором такое же, как и в концевом вихре. При угле атаки а = 5° распределения значений безразмерной окружной составляющей скорости Уг = (V2 + Щ2)1/2/и0 в вязких ядрах как концевого, так и дополнительного вихрей близки к осесимметричным (фиг. 3, а). Вращательное движение в вихрях на фиг. 3 происходит по часовой стрелке. Концевой вихрь более интенсивный благодаря тому, что градиент циркуляции в окрестности законцовки крыла существенно больше, чем в окрестности координаты Z23. Максимальное значение окружной составляющей Уг тах в концевом вихре достигает 0.18, в то время как в дополнительном - лишь 0.09. Максимальное относительное значение дефицита продольной компоненты |ДЦ|тах/и0 в концевом вихре составляет 0.14, а в дополнительном -0.08. В свою очередь, размер вязкого ядра дополнительного вихря в несколько раз превышает размер ядра концевого вихря.
При увеличении угла атаки возрастание подъемной силы отражается, прежде всего, в усилении концевого вихря. Значение У г тах в нем возрастает до 0.3 и 0.36, а |Ди|
Для дальнейшего прочтения статьи необходимо приобрести полный текст. Статьи высылаются в формате PDF на указанную при оплате почту. Время доставки составляет менее 10 минут. Стоимость одной статьи — 150 рублей.