Исследование вязко-невязкого взаимодействия на колеблющейся модели самолета со стреловидным крылом

Том X Ь

УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ ЦАГИ 2009

№ 5

УДК 533.6.071.082.013.2

ИССЛЕДОВАНИЕ ВЯЗКО-НЕВЯЗКОГО ВЗАИМОДЕЙСТВИЯ НА КОЛЕБЛЮЩЕЙСЯ МОДЕЛИ САМОЛЕТА СО СТРЕЛОВИДНЫМ КРЫЛОМ

И. В. КОЛИН, В. Г. МАРКОВ, В. К. СВЯТОДУХ, Т. И. ТРИФОНОВА, Д. В. ШУХОВЦОВ

Приводятся полученные в дозвуковой аэродинамической трубе с открытой рабочей частью результаты экспериментального исследования течений на крыле модели самолета со стреловидным крылом при колебании с различными амплитудами Аа = 3 и 5° при числе Струхаля БИю = 0.029 относительно установочных углов атаки а0 = 10 и 16°, соответствующих однозначным (при а0 = 10°) и гистерезисным (а0 = 16°) зависимостям статических аэродинамических сил и моментов от углов атаки. Показано, что степень развития нестационарного отрыва на колеблющемся крыле в каждый момент времени в течение одного периода колебаний неодинаковая. Исследованы режимы слабого, умеренного вязко-невязкого взаимодействия, режим сильного динамического отрыва.

Ключевые слова: стреловидное крыло, амплитуда, частота, нестационарный отрыв, вязко-невязкое взаимодействие, угол атаки, картины течений, период колебаний, число Струхаля, число Рейнольдса.

В работах [1 — 4] исследовались картины течений на поверхности моделей профилей и прямоугольных крыльев, из которых видно, что возникновение гистерезиса в статических аэродинамических характеристиках сопровождалось неединственностью структуры обтекания. Гистерезис в аэродинамических характеристиках наблюдался и у модели самолета со стреловидным крылом [5], причем на гистерезисных режимах имела место неоднозначность в спектрах аэродинамических нагрузок.

Для изучения совместного учета эффектов вязкости и нестационарности было проведено множество исследований динамического (нестационарного) отрыва как явления с целью разработки методов расчета аэродинамических характеристик колеблющихся профилей на основе теоретических моделей вязкого нестационарного обтекания [6 — 10]. В работе [11] показано, что динамический отрыв представляет собой явление сильного взаимодействия пограничного слоя с внешним потоком при стационарном обтекании. При неустановившемся движении независимо от числа Рейнольдса имеет место затягивание начала отрыва потока на большие углы атаки и запаздывание восстановления безотрывного обтекания по сравнению со статическими условиями [12].

Описание режимов вязко-невязкого взаимодействия, характеризуемых различной степенью развития нестационарного отрыва потока на профилях и крыльях: слабого вязко-невязкого взаимодействия; умеренного вязко-невязкого взаимодействия; сильного вязко-невязкого взаимодействия; сильного динамического отрыва — изложено, например, в работе [13]. Показано, что при переходе от режима безотрывного обтекания к режиму сильного динамического отрыва наблюдаются различные проявления эффектов вязкости. В данной работе приводятся опытные данные для колеблющейся модели самолета со стреловидным крылом, которые получены в процессе киносъемок для одного периода колебаний модели.

Методика эксперимента. Основным параметром, определяющим степень развития отрыва потока, является максимальное значение угла атаки Ошах = а0 + Аа, где а0 — значение устано-

вочного угла атаки; А0 — амплитуда колебаний модели летательного аппарата. В испытаниях при числе Рейнольдса Re = 0.19 • 106 исследовалась тематическая модель неманевренного самолета со стреловидным крылом (%п.к = 27°) большого удлинения (А, ~ 10) и относительной толщиной профиля (с = 6%) [5].

Модель самолета в потоке совершала вынужденные гармонические колебания по закону ak (t) = ао + Аа • sin (cot) с амплитудами Аа = 3 и 5° и частотой f = 1 Гц, что соответствовало числу Струхаля Sh = 0.029. Установочные углы атаки модели ао, относительно которых совершались колебания модели, обеспечивались с помощью поворотного круга трубы. Для визуализации картины течений крыло модели самолета и горизонтального оперения обклеивались шелковинками, первый ряд которых находился от носка крыла на расстоянии хш = 0.1Ьс.а.х, где Ьс.а.х — средняя аэродинамическая хорда крыла модели. При визуализации картины течений синхронно с колебаниями модели осуществлялась киносъемка.

Целью данной работы является исследование картины обтекания на крыле модели самолета при ее вынужденных гармонических колебаниях с амплитудами Аа = 3 и 5° на двух режимах: при углах атаки а0 = 10, 16°.

Эти параметры позволяют проанализировать особенности течений на углах атаки модели, при которых отсутствует (а0 <11°) и существует (11°< а0 <21°) статический гистерезис [5].

Результаты измерений. Экспериментальные исследования, проведенные в диапазоне углов атаки Ошах < 8°, показали, что обтекание крыла в течение всего периода колебаний является безотрывным. На этих режимах вязкие эффекты несущественны.

При возрастании угла атаки до ашах в концевой части крыла в районе задней кромки наблюдается возникновение малой области отрывного обтекания. В процессе колебаний модели границы этой области расширяются по хорде и по размаху. Такие режимы характеризуют наступление нестационарного отрыва. С ростом текущего значения угла атаки a(t) при углах a < 8.5° наблюдаются слабые отрывы, а на углах a > 8.5° — сильные.

В работе [13] на примере исследования картин течений на колеблющихся профилях при дозвуковом обтекании (M < 0.2) были отмечены следующие особенности режимов вязконевязкого взаимодействия. Режим слабого вязко-невязкого взаимодействия характеризуется возникновением небольших отрывных пузырей вблизи передней кромки профиля, не влияющих непосредственно на характер изменения пограничного слоя вдоль хвостовой части профиля. Режим умеренного вязко-невязкого взаимодействия характеризуется тем, что изменение протяженности отрывной области в хвостовой части профиля приводит к заметным количественным изменениям по сравнению с безотрывным обтеканием. Режим сильного вязко-невязкого взаимодействия отличается резким падением подъемной силы, момента тангажа и резким ростом сопротивления при выходе на закритические углы атаки; при этом для нестационарных отрывных течений характерно значительное запаздывание по фазе колебаний точек отрыва и присоединения, наличие гистерезиса в зависимостях от времени аэродинамических нагрузок при малом размере отрывной области. При режиме сильного динамического отрыва наблюдается доминирующая роль вязких эффектов, характеризующихся явлением срыва вихрей с передней кромки, распространяющихся над верхней поверхностью вниз по потоку.

В качестве примера слабого отрыва рассмотрим данные, приведенные на рис. 1 — 4 и полученные при динамических испытаниях модели с амплитудами АО = 3 и 5° на угле атаки О0 = 10°. В процессе колебаний при минимальном угле атаки amin = О0 — АО, за исключением зон локального отрыва на концах крыла, обтекание крыла безотрывное.

С ростом угла атаки границы зоны отрывного течения на крыле увеличиваются. При a = 8.5° уже около 25% размаха крыла в области концевых частей занято отрывным течением, а при a = 10° (рис. 1) отрывная зона занимает почти половину поверхности крыла. При угле a = 13° безотрывное обтекание крыла наблюдается лишь вблизи фюзеляжа. В этом случае области отрывных зон на крыле симметричны относительно плоскости симметрии модели самолета.

Изменение границ области отрывного обтекания крыла при уменьшении текущего угла атаки (a = 11.5, 10, 8.5°) показано на рис. 2. Видно, что на угле a = 11.5° отрывом охвачена большая часть крыла. При a = 8.5° течение на крыле модели при ее обратном отклонении имеет более раз-

а=7°

Рис. 1. Картины течений на крыле модели, полученные при ее колебании с амплитудой Аа = 3° на угле атаки а0 = 10° в процессе увеличения текущего угла атаки

а=71

Рис. 3. Структуры течений на крыле модели при ее колебании с амплитудой Аа = 5° на угле атаки а0 = 10° при увеличении значений текущего угла атаки а

а=7°

X а=7°

Рис. 2. То же, что на рис. 1, но при уменьшении текущего угла атаки

а=7°

Рис. 4. То же, что на рис. 3, но при уменьшении значений текущего угла атаки а

витый характер, чем при прямом. При достижении а значения 7° восстанавливается структура течений, наблюдавшаяся на этом же угле атаки при его возрастании.

Из сравнения данных, полученных в работе [10] при визуализации течений в статических испытаниях модели, с результатами, полученными в процессе динамических испытаний, следует, что при одинаковых соответствующих углах атаки границы областей отрывного обтекания крыла модели отличаются между собой. Однако в обоих случаях отрыв возникал в концевых сечениях в области задней кромки стреловидного крыла.

Таким образом, с ростом текущего угла атаки от 7 до 13° на стреловидном крыле наблюдаются значительное усиление отрыва и возрастание протяженности области отрыва. По-видимому, наблюдаемое в этом случае вязко-невязкое взаимодействие развивается от режима слабого взаимодействия к режиму умеренного вязко-невязкого взаимодействия. Эта область отрыва при колебаниях модели периодически занимает значительную часть поверхности крыла.

Известно, что режимы вязко-невязкого взаимодействия зависят от амплитуды колебаний профиля [13]. Это связано с тем, что при увеличении амплитуд колебаний при одних и тех же значениях установочных углов атаки модели возрастает величина ашах. При этом важным фактором

Рис. 5. Картины течений на крыле модели при колебании с амплитудой Аа = 5° на угле атаки а0 = 16° при увеличении значений текущего угла атаки а

Рис. 6. То же, что на рис. 5, но при уменьшении значений текущего угла атаки а

являются условия атах < акр или атах > акр, где акр соответствует статическим испытаниям модели.

Сравним картины течений на поверхности колеблющегося стреловидного крыла, полученные при одних и тех же частотах колебаний (/ = 1 Гц) и амплитудах Аа = 3 и 5° при установочном угле атаки а0 = 10° (рис. 1 — 4).

Из данных на рис. 3 следует, что при ат1П = 5° течение безотрывное, при а = 7° наблюдается слабый отрыв на концах крыла. При а = 8.5° в концевых частях крыла наблюдаются зоны отрывного течения. Протяженность по размаху зоны отрывного обтекания достигает 20 — 25% размаха крыла. С дальнейшим увеличением угла атаки до атах = 15° область отрывного обтекания занимает почти всю поверхность крыла, за исключением небольшой области крыла вблизи фюзеляжа.

При уменьшении углов атаки протяженность зоны отрывного течения по размаху крыла уменьшается (рис. 4). При этом видно, что интенсивность отрыва более развита, чем при увеличении угла атаки. Например, на угле а = 11.5° границы отрывного обтекания практически одинаковые, а на а = 10° в случае обратного отклонения модели зона отрыва больше, чем при прямом отклонении. С дальнейшим уменьшением угла атаки, например до а = 7°, картина течений становится практически такой же, как при его увеличении.

Таким образом, при колебании модели с амплитудой Аа = 5° при максимальных текущих углах атаки интенсивность отрывных течений увеличивается, а слабое вязко-невязкое взаимодействие, наблюдаемое при амплитуде Аа = 3°, сменяется умеренным, более интенсивным. Это связано с тем, что при колебании модели с амплитудой Аа = 5° максимальное значение угла атаки составляет атах = 15° и превышает значение атах = 13°, полученное при колебании модели с амплитудой Аа = 3°. В этом случае интенсивность отрыва и запаздывание разрушения, а также восстановление течений в текущие моменты времени за один период возрастают.

В качестве характерного примера рассмотрим картины течений при угле атаки а = 10°. Видно, что при колебании модели с амплитудой Аа = 5° на установочном угле а0 = 10° в случае уменьшения текущего угла а от 15 до 10° по сравнению со случаем, когда а уменьшался от 13 до 10°, на угле а = 10° отрывное обтекание более интенсивное, так как проявляется запаздывание разрушения отрывных устойчивых течений, которое больше при Аа = 5°, чем при Аа = 3°.

Рассмотрим результаты визуализации течений при больших установочных углах атаки. На рис. 5, 6 приведены данные, полученные в процессе динамических испытаний модели с амплитудой Аа = 5° на угле атаки а0 = 16°. В работе [10] показано, что при этом угле атаки статические аэродинамические характеристики имеют гистерезисный характер.

Из приведенных данных следует, что на стреловидном крыле в каждый момент времени, в течение периода колебаний, отрывное обтекание наблюдается по всей площади крыла, что характерно для режимов сильного вязко-невязкого взаимодействия [13].

Таким образом установлено, что так же, как и у профилей, при колебаниях модели со стреловидным крылом существуют характерные режимы вязко-невязкого взаимодействия, зависящие от типа статических характеристик на различных углах атаки и амплитуд колебаний модели. Из приведенных данных следует, что при нестационарном обтекании колеблющейся модели течения на стреловидном крыле имеют типичные режимы наступления отрыва, слабого отрыва, сильного отрыва.

Работа выполнена при финансовой поддержке Российского фонда фундаментальных исследований (грант № 08-01-00056).

ЛИТЕРАТУРА

1. Muller T. J., Batill S. M. Experimental studies of separation on two-dimensional airfoil at low reynolds number // AIAA J. 1982. V. 20, N. 4.

2. Muller T. J. The influence of laminar separation and transition on low Reynolds number airfoil hysteresis // AIAA 17th Fluid Dynamics, Plasma Dynamics, and Lasers Conference. 1984.

3. Колмаков Ю. А., Рыжов Ю. А., Столяров Г. И., Табачников В. Г. Исследование структуры обтекания прямоугольного крыла (X = 5) на больших углах атаки //

Труды ЦАГИ. 1985, вып. 2290.

4. Колин И. В., Марков В. Г., Трифонова Т. И., Шуховцов Д. В. Гистерезис в статических аэродинамических характеристиках крыла с несимметричным профилем //

ЖТФ. 2004. Т. 74, вып. 2.

5. Колин И. В., Марков В. Г., Суханов В. Л., Трифонова Т. И., Шуховцов Д. В. Особенности гистерезиса нормальной силы и момента тангажа модели самолета со стреловидным крылом // Ученые записки ЦАГИ. 2008. Т. XXXIX, № 1 — 2.

6. McCroskey W. J., McAlister K. W., Carr L. W., Puccit S. L., Lambert O. and Indergand R. F. Dynamic stall on advanced airfoil sections // J. of the American Helicopter Society. 1981. V. 26, N. 3.

7. McCroskey W. J. The Phenomenon of Dynamic Stall // NASA TM-81264. — March

1981.

8. B e d d o e s T. S. A qualitative discussion of dynamic stall and prediction methods for unsteady separation flows // Special Course on Unsteady Aerodynamics. AGARD Rept. R-679. —

June 1980.

9. Fromme J. A., Golberg M. A. and Werth J. Unsteady two-dimensional airloads acting on oscillating thin airfoils in subsonic ventilated wind tunnels // NASA CR-2967. 1978.

10. Baldwin B. S. and Lomax H. Thin layer approximation and algebraic model for separated turbulent flows // AIAA Paper. — Jan. 1978.

11. Montgomery R. C., Moul M. T. Analysis of deep stall characteristics of T-tailed aircraft configuration and some recovery procedures // AIAA Paper. 1966.

12. Столяров Г.И., Жук А. Н., Клюкин Б. И., Наумова Г. А. Исследования переходных процессов возмущенного движения самолета при наличии зон антидемпфирования // Труды ЦАГИ. 1982, вып. 2130.

13. McCro skey W. J. and Puccit S. L. Viscous-inviscid interaction on oscillating airfoils in subsonic flow // AIAA J. 1982. V. 20, N. 2.

Рукопись поступила 14/Х 2008 г.