Экспериментальное исследование отрывного обтекания треугольного крыла малого удлинения

УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ Ц А Г И Том XIX 198 8

№ 1

УДК 629.735.33.015.3 : 532.526

ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНОЕ ИССЛЕДОВАНИЕ ОТРЫВНОГО ОБТЕКАНИЯ ТРЕУГОЛЬНОГО КРЫЛА МАЛОГО УДЛИНЕНИЯ

С. Б. Захаров, А. В. Зубцов

Проведено экспериментальное исследование отрывного обтекания дозвуковым потоком газа треугольного крыла малого удлинения, на подветренной стороне которого установлена в плоскости симметрии треугольная разделительная пластина. Для нулевого угла скольжения установлена зависимость от относительной высоты разделительной пластины критического угла атаки, при котором происходит переход симметричной картины течения к несимметричной. Визуализация течения и измерение аэродинамических характеристик крыла позволили обнаружить четыре различных режима отрывного обтекания при изменении угла атаки от 0 до 90°.

Несимметричная картина течения и связанное с ней возникновение боковых моментов и сил имеют место не только при обтекании удлиненных тел типа оживало — цилиндр, но и при обтекании конических конфигураций, в частности, треугольного крыла малого удлинения [1—3]. Этому явлению были даны физическое объяснение и математическое описание в теоретических работах [4, 5]. Показано, что переход от симметричной к несимметричной картине течения, возникающий при превышении некоторого критического значения угла атаки, связан с потерей гидродинамической устойчивости симметричного отрывного обтекания и может иметь как докритический, так и сверхкритический характер [4]. Результаты работ [4, 5] получены в рамках теории тонкого тела в предположении, что рассматриваемое течение является в первом приближении коническим. В настоящей статье представлены результаты экспериментальных исследований, которые были проведены с целью определения области применимости математической модели, использованной в работе [5], и выявления характерных особенностей в развитии несимметричной картины отрывного обтекания при увеличении угла атаки сверх его критического значения.

Предметом экспериментального исследования являлось отрывное обтекание модели, состоящей из комбинации двух плоских треугольных пластин толщиной 3 мм, геометрия и взаимное расположение которых показаны на рис. 1. Полуугол при вершине крыла 1 составлял 0 = 3,5°, относительная высота сменных разделительных пластин 2 равнялась

к = Н/Ь = 0,55; 0,71; 0,86; 1,09; 1,39; 1,58. Осесимметричная державка 3 соединяет модель с шестикомпонентными тензометрическими весами 4, которые крепятся к а-механизму, обеспечивающему изменение угла атаки модели от 0 до 90° при практически нулевом угле скольжения (|р|<20/)- Испытания проводились в аэродинамической трубе с открытой рабочей частью при малых дозвуковых скоростях набегающего потока. Число Рейнольдса, посчитанное по скорости набегающего потока и центральной хорде крыла с изменялось в пределах от 5Х105 до 106. Наряду с измерением интегральных аэродинамических характеристик проводилась визуализация картин обтекания методом парового экрана с использованием лазерного ножа.

На рис. 2 представлены экспериментальные и расчетные значения относительного угла атаки ао=ао/6 = /(/0 (0,3</1<2,0), при превышении которых возникает асимметрия в картине отрывного обтекания крыла с треугольной разделительной пластиной. Здесь 1 — результаты эксперимента, 2— расчеты, в которых сход потока с передних кромок крыла моделируется вихревой пеленой, 3— расчеты, в которых вихревая пелена, сходящая с кромок крыла, заменяется системой «вихрь — разрез». Результаты эксперимента указывают на то, что увеличение относительной высоты разделительной пластины приводит к значительному расширению диапазона относительных углов атаки 0<а<а0, в котором имеет место симметричное отрывное обтекание.

Следует отметить, что уточнение математической модели отрывного обтекания (переход от модели «вихрь — разрез» к модели вихревой пелены) приводит к лучшему согласованию, как качественному, так и количественному, теоретических и экспериментальных результатов. Вопрос о поведении зависимости ао(Ь) при достаточно малых к требует постановки более тонкого эксперимента, по возможности исключающего влияние собственной толщины крыла, разделительной пластины и державки на исследуемую картину течения, а также проведения численных расчетов на основе более точной математической модели отрывного обтекания рассматриваемой конфигурации.

На рис. 3 представлены коэффициенты продольного момента, нормальной и боковой силы (т2 — 2Мг1рУ%08-с-Щ2в, су~= 2 У/р • tg20, cг = 2Z/p 9, 5 — площадь крыла), измеренные в эксперименте

при /г = 0,86 и 1?е = 8х105. Эти результаты, в совокупности с результатами визуализации течения в плоскостях, перпендикулярных к поверхности крыла, указывают на то, что в диапазоне 0<а<ао отрывное обтекание модели стационарно и симметрично. Вихревые пелены, сходящие с кромок крыла, имеют практически коническую форму по всей длине модели.

с,, Ст 300

200

100

О

-100

Рис. 3

В диапазоне ао<а<а1 коничность и стационарность течения сохраняются, но вихревые пелены существенно несимметричны. Наблюдается монотонный рост по модулю аэродинамических коэффициентов боковой силы и момента с ростом угла атаки. Асимметрия вихревых пелен приводит к некоторому подрастанию коэффициента нормальной силы су по сравнению с случаем симметричного обтекания, соответствующего тем же значениям угла атаки и разделительным пластинам с большей относительной высотой, что качественно согласуется с результатами теоретических исследований [5]. _ _

При увеличении угла атаки в диапазоне а1<а<а2 происходит многократное изменение знака коэффициентов боковой силы, а также моментов крена и рыскания (рис. 3). Визуализация потока показывает, что в этом диапазоне изменения угла атаки течение газа, оставаясь стационарным, существенно отличается от конического. Сканирование лазерным лучом по длине модели при фиксированном угле атаки, а также визуализация картин обтекания в плоскостях, проходящих через вершину крыла, показали, что вдоль хорды крыла течение разбивается на отдельные участки с попеременно чередующейся ориентацией расположения вихрей.

На рис. 4 приведены снятые с видеомагнитофона зарисовки вихревых пелен в двух сечениях из соседних участков. В каждом сечении, перпендикулярном плоскости крыла, можно отчетливо видеть четыре асимметрично расположенных вихря. Вихри 1 и 2 (рис. 4, а) расположены вблизи поверхности крыла и имеют подпитку циркуляции с его боковых кромок. Вихри 3 и 4 не получают подпитки циркуляции по мере

г О)*'

г

Рис. 4

движения вниз по потоку (изолированные вихри) и находятся на более значительном удалении от крыла. Картины течения, записанные на видеомагнитофон, позволяют судить о динамике картины течения вдоль хорды крыла при фиксированном угле атаки. На границе двух участков с противоположной ориентацией вихрей вихревая пелена 1, сходящая с кромки А (см. рис. 4, а), перестает получать подпитку циркуляции и трансформируется в изолированный вихрь 3' (рис. 4,6), В свою очередь при таком переходе изолированный вихрь 3 (см. рис. 4, а) захватывается вихрем противоположного знака 4, образуя изолированный вихрь 4' (см. рис. 4,6). Практически одновременно на боковой кромке А зарождается новая вихревая пелена 1' (см. рис. 4,6).

Далее, по мере движения вдоль хорды крыла происходит рост циркуляции и размеров вихревых пелен Г и 2' до тех пор, пока, в свою очередь, вихревая пелена 2' перестанет получать подпитку циркуляции от кромки В и не начнет трансформироваться в изолированный вихрь. Вся дальнейшая динамика переходов повторяется. В результате, в любой плоскости, перпендикулярной плоскости крыла, отчетливо наблюдаются лишь четыре вихря,. При этом длина участков с различной ориентацией вихрей тем меньше, чем ближе участок к вершине крыла.

Анализ результатов визуализации потока позволяет полагать, что в диапазоне а1<а<аг имеет место своеобразная автомодельность течения: на различных участках картины течения в сечениях с координатами

х — -х-~ х°‘ подобны друг другу с точностью до ориентации относитель-

х\ I — ХЫ

но плоскости симметрии (Х(ц, хц— координаты начала и конца г-го участка). Причиной предполагаемой автомодельности являются малость удлинения и коничность конфигурации исследуемой модели. При этом, как следует из теории подобия, отношение длин соседних участков должно быть величиной постоянной.

В диапазоне углов атаки аг<ск90о вновь реализуется симметричное обтекание модели (см. рис. 3). Визуализация течения показала, что в этом диапазоне углов атаки отрыв потока с кромок крыла происходит с образованием каверны, симметричной относительно плоскости 2 = 0. По мере увеличения угла атаки каверна становится все более вытянутой в направлении оси у. Форма каверны практически не изменяется с течением времени, исключение составляет лишь область, в которой происходит «замыкание» каверны, где фиксируются визуально  значительные пульсации потока. Визуализация потока в плоскостях, проходящих через вершину крыла, позволила установить, что конфигурация каверны близка к конической, коничность геометрии каверны существенно нарушается в окрестности задней кромки крыла.

Таким образом, проведенное исследование позволило установить, что при отрывном обтекании симметричной конфигурации малого удлинения по мере увеличения угла атаки при нулевом угле скольжения возникают четыре характерных режима течения: при 0<а<а0 — коническое симметричное течение, при ао<а<а1 — течение коническое, но несимметричное, при а1<а<'(Х2 — течение неконическое и несимметричное, при аг<а<90° за крылом образуется коническая симметричная каверна. При Ие 1 первый и второй режимы отрывного течения могут быть с удовлетворительной точностью описаны в рамках теории обтекания удлиненных тел потоком идеальной жидкости. Граница перехода симметричного течения в несимметричное может быть определена на основе теории, развитой в работах [4] и [5]. Для описания третьего и четвертого режимов отрывного обтекания необходимо построение адекватных математических моделей.

1. Polhamus Е. С. Predictions of vortex-lift characteristics by a leading-edge suction analogy. — Journal of Aircraft, 1974, vol. 8, N 4.

2. В i r d J. D. Tuft-grid surveys at low speeds for delta wings. — NASA TND-5045, 1969.

3. Fox С. H., Lamar J. E. Theoretical and experimental longitudinal aerodynamic characteristics of an aspect ratio 0,25 sharp-edge delta-wing at subsonic, supersonic and hypersonic speeds.—NASA TND—7651, 1974.

4. Гоман М. Г., Захаров С. Б., Храброе А. Н. Симметричное и несимметричное отрывное обтекание крыла малого удлинения с фюзеляжем.— Ученые записки ЦАГИ, 1985, т. 16, № 6.

5. Захаров С. Б. Влияние разделительной пластины на симметричность отрывного обтекания треугольного крыла малого удлинения.— Ученые записки ЦАГИ, 1986, т. 17, № 3.

Рукопись поступила 3/IX 1986