Возможности повышения несущих свойств крыльев при выдуве струи на их поверхность

УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ ЦАГИ

Том XXVI 1995 № 3-4

УДК 629.735.33.015.3.025.35

ВОЗМОЖНОСТИ ПОВЫШЕНИЯ НЕСУЩИХ СВОЙСТВ КРЫЛЬЕВ ПРИ ВЫДУВЕ СТРУИ НА ИХ ПОВЕРХНОСТЬ

Ю. Г. Жулев, С. И. Иншаков

Предложен способ достижения весьма высоких несущих свойств крыльев при малых скоростях набегающего потока. Сущность этого способа заключается в использовании конфигураций профилей и организации с помощью пристенной струи такого их обтекания, при котором подъемная сила реализуется в основном как подсасывающая сила, возникающая из-за уменьшения давления в носовой части профиля при больших ушах атаки.

Известно, что эффективным методом повышения несущих свойств крыльев является выдув щелевых струй на их поверхность (либо на поверхность отклоняемого закрылка, либо на поверхность носка профиля, либо в обоих местах одновременно). Общепринятым способом оценки эффективности при этом является рассмотрение зависимостей аэродинамических коэффициентов от коэффициента импульса выдуваемой струи (или струй) с„ = —, где /с, д и 5 — импульс выдуваемой

струи (или струй), скоростной напор потока и площадь крыла соответственно.

К настоящему времени наиболее полно исследован случай выдува щелевой струи на поверхность отклоняемого закрылка при докритиче-ских углах атаки (см., например, [1] и [2]). В этом случае при постепенном увеличении импульса выдуваемой струи несущие свойства крыла растут вначале из-за уменьшения или устранения отрыва на поверхности закрылка, а затем из-за положительного влияния на характер обтекания крыла щелевой струи, сходящей с задней кромки отклоненного закрылка. Но, начиная с некоторого значения сц = с*, дальнейший рост подъемной силы будет вызываться только вертикальной составляющей избыточного импульса пристенной струи, сходящей с задней кромки закрылка. Если для этого режима условно назвать эффективностью выдува щелевой струи разницу между измеряемой в

процессе эксперимента подъемной силой У и вертикальной составляющей импульса щелевой струи /с, то можно написать 7 - /с вш

сУаэр =----- ^где а и о — соответственно угол атаки и эф-

фективный угол отклонения струи относительно хорды крыла. Для такой схемы ориентировочно с* = 1 — 2, а с“ах » 6 — 7 при удлинениях

^ Лаэр

крыла, равных 8—10.

Случай использования пристенных струй для сверхкритических углов атаки исследован существенно меньше, хотя при этом доказана возможность осуществления практически безотрывного обтекания при углах атаки, приближающихся к 80 — 90°. Максимальные значения

не превышали 0,5, а су =5,5 [3].

В настоящей статье приведены результаты экспериментальных исследований модели крыла при закритических углах атаки вплоть до значений сц, существенно превышающих достигнутые в опубликованных работах значений. При этом найдены условия, при которых при интенсивном выдуве щелевых струй проявляется дополнительный механизм повышения несущих свойств и появляется возможность резкого увеличения несущих свойств по сравнению с достигнутым к настоящему времени уровнем.

1. Конфигурация исследованных профилей и принципиальная схема проведения эксперимента представлены на рис. 1, а, б и на рис. 2. Модель (отсек прямого крыла с концевыми шайбами) устанавливалась консольно на трубопроводе подвода сжатого воздуха, необходимого для выдува щелевой струи на поверхность модели. На трубопроводе раз-

Вариант 1

V =1/ гр ”

Вариант 1

б)й/Ь-0,39]В./Ъ=0,в

Рис. 1: а, 6 — параметры испытанных профилей; в — обтекание идеальной жидкостью цилиндра с циркуляцией; г — эффективное обтекание тел

В/ЬЧ.ОТ.Ь-0,25м

Рис. 2. Расположение модели в аэродинамической трубе

мешались двое тензовесов. Изменение угла атаки обеспечивалось поворотным кругом аэродинамической трубы. Эксперименты проводились в широком диапазоне изменения углов атаки вплоть до а = 80—90°. Скорость потока в рабочей части аэродинамической трубы поддерживалась равной 15 м/с, а число Яе, подсчитанное по хорде профиля, изменялось от 5,3 • 104 до 9 • 104. Давление воздуха перед щелевым соплом изменялось в процессе эксперимента в диапазоне (1,2 - 3) • 105 Па. Щелевое сопло выдува располагалось на линии пересечения плоскости хорды с цилиндрической поверхностью крыла.

Основные результаты проведенных экспериментов приведены на рис. 3, где представлены зависимости су = /(а) и с х = /(а) в скоростной системе координат при различных значениях коэффициента импульса выдуваемой на поверхность профиля щелевой струи сц. Абсо-

Рис. 3. Результаты весовых испытаний

лютные величины импульсов выдуваемых струй у исследованных вариантов были одинаковы. Поэтому различие в сц объясняется только

различием в величинах хорд крыла.

Из рассмотрения зависимостей на рис. 3 видно, что несущая способность исследованных конфигураций существенно увеличивается с ростом угла атаки а и коэффициента импульса сц и достигает очень

больших величин при а, близких к 60 — 80°.

На рис. 4 представлены зависимости су = /(а). При этом из-за

трудностей в надежном определении угла схода струи при больших а при построении зависимостей рис. 4 было принято су = су -сц, что

несколько уменьшает истинные значения су , особенно при небольших углах атаки. Тем не менее из рис. 4 видно, что полученные при больших а значения сУюр (для варианта 2 сУюр =19,5) намного превышают достигнутые значения су для традиционных схем с выдувом

струи на отклоняемый закрылок.

2. Для анализа полученных результатов рассмотрим вначале известное решение об обтекании идеальной жидкостью цилиндра с циркуляцией (см., например, [4]), а конкретно случай Г > 4л Ухг (см. рис. 1, в), когда одна из критических точек находится вне цилиндра на расстоянии С,г от его центра (Г, Кю и г — соответственно величина циркуляции, скорость набегающего потока и радиус цилиндра).

рованном значении Г характер обтекания не изменится, если вместо цилиндра рассматривать тело, ограничиваемое линией тока, содержащей критическую точку, или даже тело меньших размеров (см. рис. 1, г). Для этого случая подъемная сила будет реализовываться как подсасывающая сила на верхней поверхности тела. Нетрудно показать, что при этом будут иметь место зависимости:

Связь между Г и С, будет иметь вид Г =

2пУхг

С

и при фикси-

где Ктах — скорость внешнего потока на верхней части обтекаемого тела; с“ — коэффициент подъемной силы для обтекания цилиндра с циркуляцией, когда критическая точка расположена на расстоянии С,г от центра цилиндра; Ь — хорда профиля на рис. 1, в.

шах

Ктах = К,(г+(;2 +1),

С ь ’

О

го0 чо° во° г«

Рис. 4. Результаты весовых испытаний

Из изложенного выше видно, что полученный в экспериментах СИЛЬНЫЙ рост Су при больших а И Сц можно объяснить тем, что при

таких режимах начинает реализовываться обтекание, близкое к показанному на рис. 1, в. Действительно, при больших углах атаки исследованные конфигурации приближаются к конфигурациям, показанным на рис. 1, г, а приведенные на рис. 5 и 6 результаты визуализации обтекания с помощью дымовых струек показывают, что точка натекания смещается либо к задней кромке профиля (см. рис. 5), либо находится ниже профиля в потоке (см. рис. 6).

Дополнительным подтверждением приведенных выше данных является следующее:

а) для варианта 1, для которого, как видно из рис. 5, при а = 90° и сц=5,6 критическая точка течения находится вблизи задней кромки

профиля (на основании этого можно определить С,), определенные по приведенной выше зависимости величины су и экспериментальные значения Су близки друг к другу;

Рис. 5. Визуализация обтекания варианта 1 Рис. 6. Визуализация обтекания варианта 2

б) в экспериментах при атах получено сУаэр  Ь\ * сУаэр  Ь^, где сУаэр >^1 и ^2 — соответственно коэффициенты подъемной силы и величины хорд исследованных вариантов. Следовательно, в обоих вариантах сила У была почти одинакова и приложена как подсасывающая сила в верхней цилиндрической части профиля.

Результаты экспериментальных исследований варианта 2 без верхней концевой шайбы приведены на рис. 7. Видно, что в этом случае максимальные несущие свойства уменьшились примерно на 30%.

Вариант 2

Реализация рассмотренных выше возможностей может быть осуществлена, например, на взлетно-посадочных режимах для участков крыльев с изменяемой геометрией. Возможность получения необходимых значений сц для этих случаев может быть достаточно реальной для

аппаратов с большой тяговооруженностью с учетом того, что потребная величина отбора воздуха обратно пропорциональна величине су [5].

ЛИТЕРАТУРА

1. La w fo rd J. A., Fо 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 R. М. - 197Q, N 3639.

2. Ганич Г. А., Жулев IQ. Г., M а к,ар о в В. А. Влияние геометри-

ческих параметров отклоняемого закрылка со сдувом пограничного слоя на эффективность воздействия при взлетно-посадочных режимах // Труды ЦАГИ. 1988. Вып. 2400. ' .

3. Жулев Ю. Г., Иншаков С. И., М а кар о в , В. А , Н е й -марк Р. В. Возможности использования пристенных струй для управления обтеканием крыльев в широком диапазоне углов атаки // Ученые записки ЦАГИ. - 1994. Т. 25, № 3.

4. Кочин Н. Е., Кибель И. А., Розе Н. В. Теоретическая гидромеханика. Т. I. — М.: Физ. мат. лит-ра.1948.

5. Жулев Ю. Г. Оценка предельных расходов воздуха для энергетических систем увеличения несущих свойств крыльев самолета укороченного взлета и посадки на взлетных режимах // ТВФ. 1992, № 1.

Рукопись поступила 23/У 1994 г.