Аэродинамические нагрузки на крыло, находящееся в струе от винта на режиме висения

Том XXXVI

УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ ЦАГИ 200 5

№ 1 — 2

УДК 629.735.45.015.3:533.695

АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ НАГРУЗКИ НА КРЫЛО, НАХОДЯЩЕЕСЯ В СТРУЕ ОТ ВИНТА НА РЕЖИМЕ ВИСЕНИЯ

М. А. ГОЛОВКИН

Показано, что давление на поверхности крыла и погонные нормальные силы в сечениях крыла на достаточно большом удалении от оси винта изменяются периодически с частотой, равной числу оборотов, умноженному на число лопастей. Амплитуды пульсаций давления на верхней поверхности крыла и погонной нормальной силы в сечениях крыла могут достигать 30 — 40%, а суммарной силы, действующей на консоли крыла, 20 — 30% от их среднего значения по времени. Изучено распределение нагрузок по размаху крыла.

Выявлено существенное отличие в распределенных нагрузках на нижней поверхности крыла для случаев, когда лопасти винта набегают на крыло со стороны носка и когда они набегают со стороны хвостика профиля.

Летные свойства винтового вертикально взлетающего самолета с поворотными винтами или вертолета с крылом на режиме висения во многом определяются сложным характером взаимного индуктивного влияния винта и крыла. Количественную оценку сил на крыле, возникающих в результате его обдувки струей от винта, позволяет дать метод измерения средних во времени значений давления в точках крыла или измерение суммарной аэродинамической силы, действующей на крыло. Однако для прочностных расчетов необходимо знать мгновенные нагрузки, действующие на крыло. Данные исследования были инициированы в связи с программой создания вертикально взлетающего самолета с поворотными винтами Ми-30. Некоторые результаты измерения мгновенных давлений на горизонтальной панели, обдуваемой потоком воздуха от винта на режиме висения, содержатся в книге [1]. Известны также работы [2], [3], в которых изложен аналитический метод расчета интерференции винта и фюзеляжа или крыла, причем задача сводится к двумерной, и обтекание фюзеляжа или крыла считается безотрывным. Однако эти работы не позволяют судить о характере распределения давления по профилю крыла в зависимости от положения лопастей винта при отрывном обтекании крыла потоком воздуха от винта и поэтому не дают возможности оценить величины сил, действующих в сечениях крыла, в зависимости от азимутального положения лопастей. Этим и объясняется постановка исследований. В настоящей работе приведены результаты исследования распределения давления на поверхности прямого крыла, обдуваемого потоком воздуха от винта на режиме висения. Показано, что давление на поверхности крыла и погонные нормальные силы в сечениях крыла на относительно большом удалении от оси винта изменяются периодически с частотой, равной числу оборотов, умноженному на число лопастей. Амплитуды пульсаций давления на верхней поверхности крыла и погонной нормальной силы в сечениях крыла могут достигать 30 — 40%, а суммарной силы, действующей на консоли крыла, 20 — 30% от их среднего значения по времени. Изучено распределение нагрузок по размаху крыла, в том числе в области взаимодействия вихревых жгутов, сходящих с концов лопастей винта, с поверхностью крыла. Показано, что на верхней поверхности

в области носка профиля крыла при всех азимутальных положениях лопастей винта реализуется разрежение, которое должно приводить к возникновению подсасывающей силы. Обнаружено,

Рис. 1. Экспериментальное оборудование и его характеристики:

а — распределение относительной толщины и угла геометрической крутки вдоль относительного радиуса винта; б — схема экспериментальной установки

что давление на нижней поверхности крыла в срединных точках профиля практически не зависит от положения лопастей винта; дано объяснение этого эффекта. Выявлено существенное отличие в распределенных нагрузках на нижней поверхности крыла для случая, когда лопасти винта набегают на крыло со стороны носка и когда они набегают со стороны хвостика профиля. В первом случае реализуется безотрывное обтекание нижней поверхности носка профиля крыла, и на нем возникает весьма значительное разрежение, которое может приводить к существенному возрастанию момента на пикирование. Во втором случае этого не происходит, и давление слабо меняется по нижней поверхности профиля крыла. Отмечается, что эти практически важные результаты и обнаруженные явления необходимо учитывать при разработке и создании вертолета с крылом или вертикально взлетающего самолета с поворотными винтами.

1. Оборудование и методика проведения исследований. Четырехлопастная модель винта имела радиус Я = 0.65 м, коэффициент заполнения 0.115, профиль сечения прямоугольных в плане лопастей NACA 6400 XX. Распределение относительной толщины с профилей и угла геометрической крутки ф лопастей вдоль относительного радиуса винта г = г/Я показано на рис. 1, а. Примененный в данных исследованиях винт являлся моделью винта вертикально взлетающего самолета с поворотными винтами. Он имел значительйкиыйую крутку, чем вертолетные несущие винты, поскольку его аэродинамическая компоновка должна удовлетворять компромиссным требованиям вертикального взлета по-вертолетному и крейсерского полета, где он должен работать в режиме самолетного пропеллера. Эксперимент проводился при частоте вращения несущего винта 850 об/мин и значении коэффициента силы тяги винта ст = 0.02. Втулка винта имела вертикальные и горизонтальные шарниры. Азимутальное положение лопастей у определялось согласно рис. 1, б.

Крыло, прямоугольной формы в плане, имело размах 1.65 м, хорду Ь = 0.311 м, профиль крыла «С1агк YH-20%». На крыле было одно дренированное сечение, отстоящее от концевой хорды на 0.505 м, с 30 дренажными отверстиями (15 — по верхней и 15 — по нижней поверхности). Расположение и номера пар точек (дренажных отверстий), в которых измерялось давление, указаны в таблице (х = Ь, где х1 — координата точек профиля, отсчитываемая от носка

вдоль хорды профиля). В крыле для записи мгновенных давлений устанавливались датчики ДМИ-0,1-П, сигналы от которых после усиления фиксировались осциллографом. Ось вращения винта была перпендикулярна плоскости хорд крыла и проходила через линию четверти хорд крыла. Эксперимент проводился при расположении винта над крылом на расстоянии

№ пар точек х № пар точек х № пар точек х

1 0.008 6 0.201 11 0.705

2 0.023 7 0.303 12 0.810

3 0.048 8 0.403 13 0.910

4 0.098 9 0.504 14 0.960

5 0.150 10 0.605 15 0.990

у = у/Я = -0.2; - 0.3; - 0.4 (ниже во всех случаях, если это не оговорено особо, материалы приведены для значения у = -0.2).

В процессе эксперимента измерялась разность давлений р - р0 (р — давление в данной точке профиля крыла, р0 — атмосферное статическое давление) в точках дренированного сечения крыла, которое перемещением вдоль оси г устанавливалось в требуемое положение относительно винта (г = г/Я « -1.07 ^1.15).

2. Основные результаты. В испытаниях были получены осциллограммы изменения давления в точках профиля крыла в функции от азимутального положения лопастей винта, причем оказалось, что давление в зависимости от азимутального положения лопастей может изменяться весьма существенно. Для примера на рис. 2 приведены характерные зависимости коэффициента давления р = (р - р00 )/Лр от азимутального положения лопастей у, где Ар = 41 Па — нагрузка на ометаемую площадь винта в точках сечения крыла при г = -0.58 и

Рис. 2. Изменение коэффициента давления в точках профиля крыла в зависимости от азимутального положения лопастей винта: а — в сечении г = -0.58

0.62. Видно, что давление в точках верхней поверхности крыла, за исключением точек, расположенных вблизи носка и хвостовой части профиля крыла, изменяется в значительно больших пределах, чем на нижней поверхности крыла, и является функцией, близкой к периодической. Следует отметить, что периодичность появления «пиков» давления при г > 0 в носке профиля может нарушаться (см. точки 1 — 5 рис. 2, г = 0.62) из-за отрывного характера течения в этой области. Особенно заметное нарушение периодичности происходит в области носка и хвостовой части профиля (точки 1 — 5 и 13 — 15) при положениях сечения г « ±1, т. е. в областях, прилегающих к границе струи винта, где происходит взаимодействие концевых вихревых жгутов, сходящих с лопастей винта, с поверхностью крыла (эти материалы здесь не приводятся). Причем на нижней поверхности, в области точек 7 — 11 давление практически не зависит от азимутального положения лопастей как при г < 0, так и при г > 0.

Так как давление в точках профиля дренированного сечения крыла является функцией времени (азимутального положения лопастей), близкой к периодической (за исключением указанных относительно малых областей, где периодичность несколько нарушается), и изменяется

с частотой, равной произведению числа оборотов на число лопастей винта, то для анализа зависимости распределения давления от азимутального положения лопастей рассматривался период времени, соответствующий повороту винта на угол у = 90°. При этом давление, соответствующее некоторому азимутальному положению лопастей уь вычислялось как среднеарифметическое значение давлений, соответствующих азимутальным положениям уь у1 + 90°, у1 + 180°, у1 + 270°. Например, для азимута у = 0 бралось среднеарифметическое значение давлений на азимутах у = 0; 90°; 180°; 270°.

На рис. 3 и 4 представлены обработанные указанным способом кривые распределения коэффициента давления в дренированном сечении крыла для углов у = 0; 22.5°; 45°; 67.5° и при различном положении этого сечения по оси г. Как видно из указанных рисунков, в области носка профиля на верхней поверхности как при г < 0, так и при г > 0 имеется значительная зона отрицательного давления, т. е. реализуется разрежение. Проекция этих нормальных сил на ось должна давать подсасывающую силу. Из сравнения рис. 3 и 4 также видно, что в случае, когда лопасти набегают на профиль крыла с носка, начиная с г < -0.84, на нижней поверхности крыла

0.5

-0.5

-1.0

1,5

1.0

0.5

-0,5 — 1.0 I

1.5

1.0

0.5

г— 1.0 г = 0.97 г = 0.95

и ц/ = 0 22.5° 45° 67.5° ._о -а —п— всрхн ф Д  у нижн " г = 0.90 - °,-4 ^*>'1 , V Г* Іттґїі* яя поверхность яя поверхность ’г = 0.80 Л/, 0.4 0.6 0.8 , * О-4 г ^ *7 = 0.62 . - і// 1 /Я 0,4 0,6 0.8

•к М - »* >-•»« Ш*ц * * ** „ 3 Г г = 0.46 ’Г' 0,8 V І, Г = 028 «г 0.4 0,6 0,8 \ Л 5 = 0.13 06 0.^5 '

1 р ЛЛ * * ь * * >

-1.01

Рис. 3. Изменение распределения давления по профилю крыла в зависимости от азимутального положения лопастей винта при г > 0 (лопасти набегают на хвостик крыла). Разрежение на нижней поверхности крыла

близко к постоянному значению

Рис. 4. Изменение распределения давления по профилю крыла в зависимости от азимутального положения лопастей винта при г < 0 (лопасти набегают на носок крыла). При г < -0.84 и х < 0.4 видно сильное разрежение на нижней поверхности в окрестности носка крыла

для всех у в области носка также реализуется весьма значительное разрежение, существенно превосходящее разрежение на верхней поверхности крыла. Это обстоятельство является весьма важным, поскольку оно может приводить к существенному моменту на пикирование. В случае, когда лопасти набегают на крыло с хвостика, г > 0, такое разрежение ни в области носка, ни в области хвостика не реализуется. Причина этого заключается в том, что при г < 0 вследствие закрутки струи местный поток набегает на профиль крыла под некоторым отрицательным углом атаки, существенно меньшим по абсолютной величине, чем 90°, и реализуется безотрывное обтекание носка профиля. При г > 0 происходит набегание местного потока под таким же местным углом атаки на профиль крыла со стороны острого хвостика, на котором реализуется полностью отрывное течение с выравниванием давления вдоль нижней поверхности крыла. Весьма существенное изменение амплитуды пульсаций давления в срединных точках верхней поверхности крыла при |г| « 0.8 0.4 , достигающее 30 — 40% среднего давления, значительно уменьшается уже при г = -0.25 и 0.28 и практически исчезает вблизи втулки винта (г = -0.03; 0.13), что обусловлено большим местным заполнением винта (относительно большей густотой решетки) при этих значениях г . На нижней поверхности профиля крыла, в области точек 8 —

11, т. е. при х « 0.4^0.7, давление практически не зависит от положения лопастей винта, по-видимому, из-за того, что крыло является для лопастей винта как бы экраном; другим обстоятельством, способствующим выравниванию давления в этой области, является существование завихренной зоны около нижней поверхности крыла, обусловленной отрывным характером обтекания крыла, в которой гасятся высокочастотные возмущения скорости.

На рис. 5, а представлено изменение коэффициента давления р в точках 8 профиля сечения

крыла при перемещении дренированного сечения по оси г. При г « -0.95 видно характерное изменение давления в виде «пика» и «провала», обусловленное вихревыми жгутами, сходящими с концов лопастей винта, т. е. влиянием границы струи от винта. Причем, как следует из анализа полученных материалов, наиболее ярко выражено это изменение для г < 0, т. е. когда лопасти винта набегают на крыло с носка, в носовых точках профиля, а для хвостовых точек профиля (точки 15) оно практически незаметно ни на нижней, ни на верхней поверхности. При г > 0,

у = 0 22.5° 45° 67.5°

Рис. 5. Изменение коэффициента давления: а — в точках 8 при перемещении дренированного сечения по оси г; б — по профилю при увеличенном относительном

расстоянии винта от крыла у = -0.3

когда лопасти винта набегают на крыло с хвостовой части, это характерное изменение давления, обусловленное границей струи, практически не обнаруживается ни в хвостовой, ни в носовой частях профиля и заметно, хотя и меньше, чем при г < 0, в срединных точках профиля, например, для точек 8, как это видно на рис. 5, а, при г « 0.95. По-видимому, концевые вихревые жгуты, сходящие с лопастей винта в области острой задней кромки как при г > 0, так и при г < 0, а также в области носка профиля при г < 0 в значительной мере деформируются, и, таким образом, граница струи «размывается».

При увеличении относительного расстояния от винта до крыла у от -0.2 до -0.3 пульсации

давления сохраняют периодический характер изменения их во времени, но амплитуды пульсаций в значительной мере уменьшаются и, например, при г = -0.58 и 0.62 в срединных точках верхней поверхности профиля достигают лишь 15 — 17% относительно среднего значения давления (рис. 5, б). При у = -0.4, как следует из проведенных испытаний, для значений |г|«0.9

периодичность пульсации давления существенно нарушена, хотя для меньших значений |г|

пульсации давления носят периодический характер и, например, в срединных точках верхней поверхности крыла достигают для г = -0.58 и 0.62 лишь 10 — 12% средней величины (эти материалы здесь не приводятся).

По эпюрам давления (см. рис. 3 и 4) интегрированием была определена погонная нормальная к хорде сила Ус в сечении крыла. На рис. 6, а и б представлены зависимости величины Ус = Ус/Т, где Т — сила тяги винта, от азимутального положения лопастей для различных положений дренированного сечения по оси г. Для наглядности эти кривые построены для значений у от нуля до 180°. Видно, что при г < 0 при всех положениях сечения по оси г, за исключением г = -0.03, максимум в нагрузке достигается при у = 22.5°, 112.5° и т. д. При г > 0 для положений сечения г = 0.28, 0.46, 0.62 максимум нагрузки достигается при у = 0, 90°, 180°..., а для г = 0.8, 0.9, 0.95 — при у = 22.5°, 112.5° и т. д. Видно, что амплитуды пульсаций Ус при |г| > 0,5 могут достигать 20 — 40% осредненной по азимуту величины. На рис. 6, в представлен график рис. 6, б, перестроенный таким образом, чтобы по оси абсцисс были отложены значения г . Можно видеть, что погонная нагрузка в сечениях, начиная с г « 0.8, резко падает.

0.5 1.0 2

Рис. 6. Нормальная сила в сечениях крыла: а — при г < 0; б и в — при г > 0, в зависимости от у; г —относительная нормальная сила, действующая на правую

и левую (7 < 0 ) консоли крыла

Если предположить, что нагрузки в дренированном сечении крыла такие же, как у крыла бесконечного удлинения, помещенного в поток от винта, и проинтегрировать Ус по г от нуля до 1 и от нуля до -1 (см. рис. 6, в), то можно получить относительную условную нормальную к хорде крыла силу У , действующую на эти части крыла. На рис. 6, г представлена зависимость У = У/Т от азимутального положения лопастей. Видно, что изменения относительной нормальной силы У на правой (г > 0) и левой (г < 0) консолях крыла происходят с небольшим сдвигом фаз, причем амплитуда периодических пульсаций достигает 20% осредненной силы для правой консоли (г > 0) и 30% — для левой консоли (г < 0) крыла. Осредненная по азимуту у (или по времени) относительная нормальная сила У =-0.2 как для правой, так и для левой консолей крыла. Таким образом, потери силы тяги винта на этих режимах составляют примерно 20%, что хорошо согласуется с проведенными ранее экспериментами, в которых производились весовые измерения.

Заключение. Таким образом, давление на поверхности крыла и погонные нормальные силы в сечениях на достаточно большом удалении от оси винта изменяются периодически с частотой, равной числу оборотов винта, умноженному на число лопастей; максимальные нагрузки в отдельных сечениях крыла могут реализоваться при разном азимутальном положении лопастей винта. Причем, амплитуды пульсаций давления на верхней поверхности крыла и погонной нормальной силы в сечениях крыла могут достигать 30 — 40%, а суммарной силы, действующей на консоли крыла, 20 — 30% от их среднего значения по времени. Можно ожидать, что при увеличении коэффициента силы тяги винта амплитуды периодических пульсаций всех величин возрастут.

Показано, что на верхней поверхности в области носка профиля крыла при всех азимутальных положениях лопастей винта реализуется разрежение, которое должно приводить к реализации подсасывающей силы.

Обнаружено, что давление на нижней поверхности крыла в срединных точках профиля практически не зависит от положения лопастей винта, дано объяснение этого эффекта.

Выявлено существенное отличие в распределенных нагрузках на нижней поверхности крыла для случаев, когда лопасти винта набегают на крыло со стороны носка и когда они набегают со стороны хвостика профиля. В первом случае реализуется безотрывное обтекание нижней поверхности носка профиля крыла и на нем реализуется весьма значительное разрежение, которое может приводить к существенному возрастанию момента на пикирование; во втором случае это не реализуется, и давление слабо меняется по нижней поверхности профиля крыла.

Эти практически важные результаты и обнаруженные явления необходимо учитывать при разработке и создании вертолета с крылом или вертикально взлетающего самолета с поворотными винтами. Создание такого винтокрылого летательного аппарата конвертируемой схемы предусматривает Федеральная комплексная программа развития гражданской авиации России.

ЛИТЕРАТУРА

1. Пейн П. Р. Динамика и аэродинамика вертолета. — М.: Оборонгиз. — 1963.

2. Брамвелл А. R. S. Динамика вертолетов. — М.: Машиностроение. — 1982.

3. B r am we ll М. Sc. J. Sound and Vibration. — 1966. V, vol. 3.

Рукопись поступила 20/VII2004 г.