Метод улучшения аэродинамических характеристик несущей поверхности

УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ ЦЛГИ

Том XXVII 1996 №1-2

УДК 629.735.33.015.3.025.47

МЕТОД УЛУЧШЕНИЯ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК НЕСУЩЕЙ ПОВЕРХНОСТИ

В. А. Головкин, М. А. Головкин, А. А. Ефремов

На примере треугольного крыла с углом стреловидности по передней кромке х = 70° предложен метод улучшения его аэродинамических характеристик путем специальной профилировки его верхней поверхности в окрестности прохождения свободных вихрей (подвихревые приливы). Проведены подробные параметрические исследования аэродинамических характеристик крыльев с подвихревыми приливами различной геометрии. Найдены варианты формы подвихревых приливов и их места расположения на крыле, при которых улучшается одновременно ряд аэродинамических характеристик. Проведены исследования по визуализации структуры обтекания крыла с подвихревыми приливами методами подкрашенных струй и масляной пленки в гидро- и аэродинамических трубах.

Вопросы местной аэродинамики в авиационной практике имеют весьма важное значение. Известно, что даже малыми изменениями геометрической формы некоторых элементов летательного аппарата (ЛА), проведенными, например, в окрестности зарождения вихревых жгутов, можно сильно повлиять на вихревую структуру и на ее взаимодействие с элементами ЛА, а следовательно, и на его аэродинамические характеристики.

В окрестности свободного вихря течение вдоль пристенных линий тока обладает большими изменениями скорости. Поэтому поверхности, близкие к плоским, вдоль которых проходят свободные вихри, не являются оптимальными для обеспечения достаточно хороших аэродинамических характеристик и характеристик статической устойчивости ЛА. В связи с этим необходимы исследования по оптимизации форм поверхностей, вблизи которых проходят интенсивные вихревые жгуты, с учетом локальных особенностей течения.

В работе [1] с целью уменьшения сопротивления рассматривались тонкие треугольные крылья УУ\ -образного поперечного сечения. Такая форма крыла позволила увеличить на1рузку в его средней части, несколько приблизив ее к постоянной, и достичь заметного снижения сопротивления. Ухудшение ряда аэродинамических характеристик, по-

перечной статической устойчивости треугольного крыла или крыла с наплывом с ростом угла атаки во многом обусловлено «взрывом» вихревых жгутов, образующихся вблизи передних кромок таких крыльев [2, 3]. Воздействуя на эти вихревые жгуты, например, с помощью выдува схруй, можно существенно затянуть по углу атаки или вообще ликвидировать их взрыв, что приводит к целому ряду положительных эффектов [4].

В данной статье на примере треугольного крыла предложен метод улучшения аэродинамических характеристик несущих тел с помощью их специальной профилировки в окрестности свободных вихрей. Профилировка представляет собой утолщения — подвихревые приливы, имеющие в сечении, например, вид волны синусоиды, расположенные в области прохождения вихревых жгутов. Положительные эффекты: повышение максимальных нормальной и подъемной сил; снижение сопротивления и уменьшение продольной силы; повышение аэродинамического качества; повышение степени поперечной статической устойчивости; улучшение зависимости продольного момента по углу атаки — достигаются как за счет реализации подсасывающей силы на подвихревых приливах, так и за счет воздействия подвихревых приливов на положение вихревых жгутов и их областей взрыва.

Дается объяснение причин улучшения аэродинамики крыла с помощью подвихревых приливов. Обсуждаются возможные варианты использования обнаруженных эффектов при аэродинамическом проектировании.

1. Методика исследований и экспериментальное оборудование.

Определение аэродинамических характеристик крыльев проводилось на основе испытаний в аэродинамической трубе при скоростях потока

V = 15 и 25 м/с в диапазонах углов атаки а = 0 + 60° для углов скольжения Р = 0; ±0,5°. Шаг по углу атаки был равен 5°. Угол атаки отсчитывается от плоскости крыла.

Треугольные крылья с углом стреловидности по передней кромке % = 70° с хордой центрального сечения Ь = 0,8 м испытывались в двух вариантах (рис. 1, а). Крыло № 1 имело заостренные переднюю и заднюю кромки, а крыло № 2 — скругленные; верхняя поверхность крыльев в исходном варианте была плоской. На верхней поверхности крыльев устанавливались так называемые подвихревые приливы, имеющие форму поперечного сечения, близкую к отрезку синусоиды, взятому на одном периоде (рис. 1, б). Угол уклона подвихревых приливов к плоскости крыла 0П принимал значения: 0,93; 1,15; 1,36; 1,43 и 1,58°.

На рис. 1, б представлены геометрические параметры поперечных сечений подвихревых приливов только для значений 0П = 1,43° и 1,58е в долях текущей длины / подвихревых приливов, отсчитываемой от вершины крыла. Для меньших значений 0П профили подвихревых

приливов формировались из профиля со значением 0П = 1,43° путем срезания нижней части подвихревого прилива и сглаживания перехода в месте сопряжения его с верхней поверхностью крыла. В хвостовой

прилива яри 0„ = \Щ°;у»слмм)

А-А

Криле N4

В-В {профиль ведвигревш прилива при 9„=15Йа;^Зели*мо) Ж '

I! \ И.О.ОШ

а Т* КрылеN4

" !^//#/71УМ4

Крыло N*2

Рис. 1

части подвихревые приливы при 0П = 1,58° имели донный срез, а при 0П 51,43е они были закруглены (скругление на рис. 1, б показано пунктиром). Угол стреловидности Хп подвихревых приливов по линии их максимальной высоты в поперечном сечении изменялся от 74,89° до 83,32°. Проводились также испытания с подвихревыми приливами, профиль поперечного сечения которых со стороны передних кромок крыла был более наполненным (на рис. 1, б линия а).

Крылья испытывались при различных вариантах их крепления к тензометрическим весам и подходящей к ним державке прибора. Как показали методические исследования, положительные эффекты от воздействия подвихревых приливов на целый комплекс аэродинамических характеристик и их производных имели место и были весьма стабильными при повторении экспериментов только при вариантах крепления крыльев к тензометрическим весам и к державке прибора, когда последние подходили к нижней поверхности крыла в области его задней кромки. В том случае, когда тензометрические весы или державка прибора крепились в области задней кромки к верхней поверхности крыла, указанные положительные эффекты от установки подвихревых прили-

вов зачастую исчезали. Последнее связано с индуцированным державкой или тензометрическими весами неблагоприятным градиентом давления в области задней кромки в области прохождения вихревых жгутов, который может вызывать более ранний взрыв этих вихревых жгутов.

В статье приводятся только материалы исследований с нижним расположением тензометрических весов и державкой прибора, коща указанные положительные эффекты от установки подвихревых приливов были весьма стабильны и при повторении экспериментов наблюдалась сходимость результатов.

В процессе экспериментов с помощью тензометрических весов измерялись все щесть компонентов аэродинамической силы и момента. Коэффициенты момента вычислялись относительно середины хорды центрального сечения крыльев. Производная пРх, характеризующая поперечную статическую устойчивость, определялась по выражению

тх/р=5° ~ "Ур—Г * 10° '

Для визуализации течения на поверхности крыльев без подвихревых приливов и с ними в аэродинамической трубе применялся метод масляной пленки, поэтому крылья предварительно были выкрашены в белый цвет. Для выявления картины течения (предельных линий тока) крыло выдерживалось в потоке некоторое время, после чего фотографировалось. Визуализация вихревых жгутов вблизи крыльев в аэродинамической трубе выполнялась с помощью аэродинамического щупа с шелковинками и струй дыма, подаваемых из специальных насадков в область вершины крыла. Кроме того, вихревые жгуты визуализировались в гидродинамической трубе на аналогичных моделях крыльев с хордой центрального сечения Ъ- 0,21 м с помощью струй подкрашенной жидкости, подаваемой через дренажные отверстия в область вершины крыла. Эти исследования проводились при скорости потока

УЪ г

V = 0,05 м/с, что соответствует числу Яс = — - 8,5 • 10 , где V — кине-

V

магический коэффициент вязкости воды. Хотя число Не, реализуемое в гидродинамической трубе, мало, однако основные особенности отрывного обтекания тонкого треугольного крыла с острыми кромками или с кромками весьма малого радиуса скругЛения сохраняются в широком диапазоне чисел Яе. Это, в частности, подтверждается экспериментальным фактом — независимостью угла атаки, при котором взрыв вихрей цроисходит вблизи задней кромки такого крыла, от числа Не, при его изменении от нескольких тысяч до миллионов [2, 3, 5].

2. Визуализация течения. Основные причины воздействия подвихревых приливов на аэродинамические характеристики крыла. Установка подвихревых приливов в определенном положении может существенно влиять на целый комплекс аэродинамических характеристик. При этом наряду с изменением интенсивности свободных вихревых жгутов можно выделить три основных фактора, обусловливающих такое влияние.

Первый фактор связан с влиянием подвихревых приливов на положение областей взрыва вихревых жгутов, формирующихся в окрестности передней кромки крыла; второй обусловлен влиянием подвихревых приливов на расположение этих вихревых жгутов; третий связан с реализацией на подвихревых приливах нормальных сил, приводящих к значительному снижению продольной силы.

На взрыв изолированного вихревого жгута, как известно [5, 6], сильное влияние оказывают градиент давления вдоль его оси и интенсивность вихря. Возрастание неблагоприятного градиента давления и интенсивности вихря при сохранении неизменной продольной вдоль оси вихря скорости течения приводит к продвижению области взрыва вихря вверх по потоку.

Взрыв вихревых жгутов над треугольным плоским крылом или на крыле с наплывом при наличии угла атаки происходит вследствие неблагоприятного градиента давления, обусловленного, в частности, задней кромкой крыла. С увеличением угла атаки, вследствие возрастания интенсивности вихревых жгутов и неблагоприятного градиента давления, области взрыва вихревых жгутов смещаются в сторону вершины крыла. При наличии скольжения, вследствие большей интенсивности наветренного вихревого жгута и уменьшения продольной вдоль его оси составляющей вектора скорости, взрыв наветренного вихревого жгута происходит выше по потоку, чем при отсутствии скольжения, а подветренного вихря из-за возрастания продольной вдоль его оси составляющей вектора скорости и ослабления неблагоприятного градиента давления, наоборот, ниже по потоку [2, 3, 5, 6].

Область ниже точки взрыва вихрей аналогична зоне нерегулярного отрыва, разрежение в ней существенно снижается по сравнению с областями под вихревыми жгутами, где не произощло взрыва. В результате этого снижаются значения максимальных коэффициентов нормальной и подъемной сил с>тах и сУаДхах крыла. Появление взрыва

в области задней кромки крыла может приводить к «ложке» в зависимости тг{а). Взрыв, очевидно, приводит к увеличению коэффициента сопротивления. Кроме того, при скольжении увеличение различия в положении областей взрыва наветренного и подветренного вихревых жгутов может приводить к существенному нарастанию дестабилизирующего момента крена. Все эти вопросы достаточно подробно освещены в работах [2, 3].

Установка подвихревых приливов в определенном положении может существенно ослабить указанное отрицательное воздействие взрыва вихрей на аэродинамику крыла и привести к целому ряду положительных эффектов.

Рассмотрим результаты визуализации течения на исходных треугольных крыльях и крыльях с подвихревыми приливами, имеющими параметры 0П = 1,58°, хп = 79°. На рис. 2, а приведены полученные путем обработки спектров обтекания крыла в гидродинамической трубе зависимости от угла атки относительной координаты х = х/Ь областей начала взрыва вихревых жгутов при р = 0 (здесь х — размерная коор-

Рис. 2

дината начала области взрыва, отсчитываемая от носка крыла вдоль оси Ох), а также областей взрывов наветренного 5сн и подветренного 5сп вихревых жгутов при (3 = -5°, которые определяются аналогично х. Как видно из указанных рисунков, установка подвихревых приливов приводит при р = 0 к существенному затягиванию по углу атаки появления взрывов вихрей на зданей кромке крыла и продвижению их к вершине крыла, что должно приводить к увеличению максимальных значений коэффициентов подъемной силы су тах и нормальной силы

сутах • ЭТО) видимо, обусловлено уменьшением по сравнению с исходным крылом неблагоприятного градиента давления, в частности, из-за дополнительного разрежения, образующегося в результате поперечного течения, индуцированного вихревыми жгутами в области приливов, а также, возможно, вследствие ослабления вторичного отрыва. Безусловно, для более детального изучения этого явления необходимо проведение исследований на распределение давления.

В экспериментах было установлено, что при р * О разность (Зсп - 5сн) в положении областей взрывов подветренного и наветренного вихревых жгутов на крыле с подвихревыми приливами существенно

меньше, чем на крыле без приливов (рис. 2, а). Это должно приводить [3] к увеличению стабилизирующего момента крена, особенно на больших ушах атаки, когда области взрывов как подветренного, так и наветренного вихревых жгутов находятся над поверхностью крыла.

Из рис. 2, а также видно возрастание угла 0 , т. е. смещения вихревых жгутов вверх от поверхности крыла (рис. 2, б), обусловленное установкой подвихревых приливов, и увеличение этого смещения (т. е. угла 0 ) с ростом угла атаки. Такое отдаление вихревых жгутов от крыла может несколько уменьшить коэффициенты подъемной СИЛЫ Суа и

нормальной силы су при значениях углов атаки, меньших тех, при которых достигается Сувтах и сутах Для исходного крыла, а также умень-

дсу дсу шить производные —и ——.

да да

Наряду с указанным смещением вихревых жгутов вверх от поверхности крыла было обнаружено изменение их положения и при виде в плане. Это изменение сводится к тому, что в отсутствие скольжения ядра вихревых жгутов при виде в плане располагаются под углом

Хв стреловидности несколько большим, чем угол стреловидности подвихревых приливов хп- Так, для случая, рассмотренного на рис. 2, а, угол стреловидности вихревых жгутов Хв ПРИ установке подвихревых приливов под углом Хп = 79е составляет примерно 81°, в то время как для исходного крыла &7Т. Можно ожидать, что уменьшение угла Хп стреловидности подвихревых приливов приводит к соответствующему уменьшению угла стреловидности Хв вихревых жгутов. Для детального анализа влияния таких смещений вихревых жгутов на аэродинамические характеристики целесообразно проведение подробных расчетных или физических экспериментальных исследований с измерением распределения давления. Однако даже из элементарных оценок следует, что смещение вихревых жгутов к передним кромкам должно

вызывать некоторое уменьшение нормальной силы и производной ——.

да

Смещение же вихревых жгутов к центральным сечениям, наоборот, должно приводить к некоторому подрастанию нормальной силы и уве-

„ дСу

личению производной ——.

да

Рассмотрим теперь результаты визуализации обтекания крыльев методом масляной пленки. На рис. 2,6 представлены некоторые результаты исследования течения на крыле № 2 (со скругленными кромками) для значений геометрических параметров приливов 0П = 1,58°, хп = 77,2°. Подробная трактовка характерных зон, которые могут образовываться при таком способе визуализации течения, содержится в работе [7].

Из рис. 2, б можно видеть, что в отсутствие скольжения при а = 5° начинают образовываться вихревые жгуты, которые формируют характерные поперечные предельные линии тога 1 на крыле и вызывают

вторичный отрыв типа пузыря 2. С увеличением угла атаки отрыв типа пузыря развивается во вторичный вихревой жгут, что подтверждается появлением поперечных предельных линий тока 3. Таким образом, линия 2 на этом режиме обтекания, в частности при а = 20°, есть линия отрыва потока с образованием вторичного вихревого жгута. При этом на спектрах обтекания отчетливо проявляется линия 4, которая может трактоваться как третичный отрыв потока. Следует отметить, что это течение со вторичным и третичным отрывами вблизи передних кромок не наблюдается в окрестности 5 вершины крыла, что, возможно, отчасти обусловлено недостаточной разрешающей способностью данного метода визуализации, а также тем обстоятельством, что при подходе к вершине не соблюдается геометрическое подобие поперечных сечений крыла и нарушается автомодельность течения, т. е. подобие течения по поперечным сечениям крыла. Течение со вторичным и третичным отрывами не наблюдается также в области, прилегающей к задней кромке крыла, где автомодельность нарушается как в силу влияния задней кромки крыла, так и из-за развития течения со взрывом вихрей. При сравнительно небольших углах атаки (а » 20°) это зона 6, где масляная пленка практически не сдвигается, что соответствует низким напряжениям трения, отрыву типа застойной зоны. Это может быть обусловлено обнаруженным ранее [2—4] взрывом вторичных вихревых жгутов. На а = 30 + 40° четкой линии вторичного отрыва типа линии 2 при а = 20°, разделяющей предельные линии тока 1 и зону 6 в области, прилегающей к задней кромке крыла, не наблюдается, а сама область несколько сужается. Это объясняется воздействием взрыва первичных вихревых жгутов на течение в этой зоне,

Рассмотрим теперь течение на самих подвихревых приливах. Начиная с а = 20° на подвихревых приливах с внутренней стороны, прилегающей к центральной хорде крыла, четко видны предельные линии тока 7, которые образуются в результате воздействия первичных вихревых жгутов. При переходе через вершину подвихревых приливов на их внешней стороне часто наблюдается область 8, которая, видимо, является отрывом типа пузыря, где в силу малости напряжения трения накапливается масляная пленка. В области 5, прилегающей к вершине крыла, этого пузыря, как правило, нет. С внешней стороны подвихревых приливов проявляются поперечные линии тока 1; в силу большого значения напряжений трения в этой области линии тока здесь иногда не видны из-за того, что масляная пленка оказывается полностью сдвинутой (зона 9). На больших углах атаки (а =20-5-40°) на поверхности крыла между подвихревыми приливами предельные линии тока Г направлены практически вдоль линии центральной хорды крыла вплоть до ее середины.

Безусловно, для более детального изучения пространственной структуры течения целесообразно применение таких методов визуализации, как, например, методы лазерного ножа, парового экрана. Однако уже на основе данного анализа структура обтекания крыла с подвихревыми приливами на рассмотренных режимах в характерном

для всех углов атаки а >, 20 сечении (см. сечение А- А, а = 20° на рис. 2, б) может быть представлена в виде схемы, изображенной на рис. 2, б. На этой схеме цифрами 2, 4, 8 обозначены упомянутые выше соответственно линия вторичного отрыва, третичный отрыв и отрыв типа пузыря на подвихревом приливе, а цифрами 11 и 12 обозначены соответственно ядра вторичного и первичного вихревых жгутов. В правой части этой схемы отрыв типа пузыря 8 условно не показан, поскольку, как отмечалось, этот отрыв не всегда и не на всем протяжении подвихревого прилива может иметь место.

При наличии скольжения (р - -5°, рис. 2, б) указанные выше особенности течения при соответствующих углах атаки как на наветренной, так и подветренной стороне крыла в основном сохраняются. Однако на наветренной стороне из-за более раннего (выше по потоку) взрыва вихревых жгутов зона 6 оказывается более обширной, чем на подветренной. Здесь также наблюдается некоторая нестабильность в образовании отрыва типа пузыря 8 в области 5, прилегающей к вершине крыла.

. Спектры обтекания крыла № 1 с острыми кромками несколько отличаются от рассмотренных выше. Из-за большей интенсивности вихревых жгутов на крыле с острыми кромками, чем на крыле со скругленными кромками, отмеченное выше течение со вторичными и третичными отрывами наблюдается вплоть до вершины крыла уже при а = 5е, чего не было на крыле № 2. Отрыв типа пузыря 8 на подвихре-вых приливах на крыле № 1 образуется, как правило, выше по потоку, ближе к вершине крыла.

При этом следует отметить, что отрыв типа пузыря 8 как на крыле № 1, так и на крыле № 2 может быть неустойчивым и не всегда или не на всем протяжении подвихревых приливов может наблюдаться. Возможно, это обусловлено некоторыми мелкими погрешностями изготовления подвихревых приливов. С этим обстоятельством, видимо, связана некоторая нестабильность, неповторяемость результатов определения производной , которая иногда наблюдалась при повторении

опытов. Отрыв типа пузыря с целью еще большего улучшения аэродинамических характеристик крыла с подвихревыми приливами можно предотвратить путем более тщательной профилировки подвихревых приливов. Кроме того, такой отрыв, видимо, должен отсутствовать при больших числах 11е, когда пограничный слой на крыле будет полностью турбулентным, как это, в частности, происходит на прямом крыле [7] при установке турбулизатора.

Итак, рассмотрены основные результаты визуализации структуры течения, откуда видно влияние установки подвихревых приливов на положение вихревых жгутов и областей их взрывов. Эти изменения в вихревой структуре, как будет показано в п. 3, весьма хорошо коррелируют с соответствующими изменениями в аэродинамических характеристиках.

Рассмотрим теперь, к чему может приводить действие сил давления, реализующихся на подвихревых приливах в результате прохождения вблизи них свободных вихревых жгутов, в смысле создания сил в

плоскости крыла. Интеграл сил давления на подвихревых приливах должен приводить в плоскости крыла в основном к силам с$, действующим по нормали к оси подвихревых приливов (см. рис. 1, 6). Поскольку угол уклона 0Л подвихревых приливов мал, то именно силы с5 в основном и объясняют образование силы Асха2с5зт5/2,

где 8 = 2(90о - хп)> направленной вперед и уменьшающей продольную

силу. Как будет показано ниже, образование этой дополнительной силы Асх может приводить к тому, что коэффициент продольной силы сх существенно уменьшается или даже становится отрицательным. Это может оказывать сильное влияние на аэродинамическое качество.

3. Результаты измерений компонентов аэродинамической силы и момента. Ниже рассматриваются основные результаты исследований аэродинамических характеристик крыла с подвихревыми приливами, главным образом, на примере крыла № 1 для значения угла уклона подвихревых приливов 0П = 1,58° при различных значениях угла стреловидности Хп подвихревых приливов. Положение подвихревых приливов при Хп = 74,89 -г- 77,65° соответствует случаю, когда их угол стреловидности меньше, а при хп = 79,5 * 83,32° — когда он больше, чем угол стреловидности первичных вихревых жгутов на исходном крыле, который, как указывалось, составляет величину хв * 77°. При необходимости эти результаты дополняются исследованиями крыла № 1 или № 2 с другими значениями геометрических параметров подвихревых приливов.

Нормальная и подъемная силы. Сильное влияние подвихревых приливов на зависимости су (а), суа(а) видно из рис. 3. Подвихревые прй-

ливы при хп £ 77,65° несколько снижают по сравнению с исходным крылом максимальный коэффициент подъемной силы сУатах и максимальный коэффициент нормальной силы сутях, при %и ^ 79,5° повышают их. Причем подвихревые приливы повышают на 2 + 5° угол атаки, при котором достигаются максимумы функций су и сУа. Максимальный выигрыш А Суша* по сравнению с исходным крылом в величине сутях, равный 0,16, достигается при Хп =82,09°, в пересчете на коэффициент подъемной силы сУащах этот выигрыш составляет 0,07. На докритических углах атаки су и сУа крыла с подвихревыми приливами несколько меньше, чем Су И Суа исходного крыла, однако это понижение имеет разный характер для значений параметров Хп -б 77,65° и хп > 79,5°. При хп £ 79,5° это снижение невелико, и оно связано в основном с параллельным сдвигом функций су

вниз из-за наличия отрицательной подъемной силы при а = 0 в результате установки на крыло подвихревых приливов, поскольку и на исходном крыле и на крыле с подвихревыми приливами угол атаки отсчитывается от нижней поверхности крыла. Таким образом, для значе-и _ _ дСу 9Су

нии Хп 79,5 величины производных —— и —— крыла с подвихре-

да да ....

выми приливами близки к соответствующим производным исходного

дс дс

крыла. Отсутствие снижения производных —— и —— в этом случае

да да

может быть объяснено тем, что тенденция к их снижению из-за отхода вихревых жгутов от плоскости крыла компенсируется повышением этих производных в результате уменьшения угла стреловидности вихревых жгутов (см. п. 2). При Хп & 77,65° наряду со снижением су и сУа

на докритических углах атаки, обусловленным указанным параллельным сдвигом функций су (а) и сУа (а) вниз, происходит сильное

дСу ^-у

уменьшение производных —— и ——, связанное как с отходом вихре-

да да

вых жгутов от плоскости крыла, так и с приближением их к передней кромке крыла.

Как показали эксперименты, описанные закономерности в изменении Су и Су по углу атаки а и углу хп в основном сохраняются и

для крыла № 2, и для крыла № 1 при других значениях угла уклона 0П. Причем уменьшение угла уклона 0П приводит к снижению выигрыша от установки подвихревых приливов в максимальных подъемной Асетах и нормальной Ас-^д^ силах (рис. 4, а). Хотя экспериментальные точки на рис. 4, а получены для разных крыльев (точки для 0П = 0,93°; 1,15° и 1,36° получены на крыле № 2, точки для 0П = 1,43° и 1,58° — на крыле № 1), но, экстраполируя имеющиеся данные в область значений 0П>1,58°, можно ожидать дальнейшего повышения

прироста коэффициентов нормальной и подъемной сил с ростом угла уклона 0П подвихревых приливов.

Продольная сила и сопротивление. Подвихревые приливы, как правило, оказывают сильнейшее влияние на коэффициент продольной силы сх, снижая его по сравнению с исходным крылом или делая его даже отрицательным почти во всей области значений а £.5 -н 10° (см. рис. 3). Причем такое понижение в продольной силе может составлять весьма большую величину |Дсх|» 0,06 (рис. 4, а). Это приводит к сильному снижению коэффициента сопротивления с%а в диапазоне углов атаки а * 5 + 40° по сравнению с исходным крылом. Для случая Хп £79,5% например при %ц =82,09°, это снижение составляет при а * 30° величину ]дсХй| «0,1. Еще большее уменьшение коэффициента сопротивления имеет место при Хп -6 77,65°, например, для Хп = 74,89° оно составляет величину |дсХа| «0,15 при а » 30°. При а » 0 коэффициент продольной силы сх крыла с подвихревыми приливами больше, чем сх исходного крыла. Это определено в основном двумя следующими причинами. ,

Первая причина связана с существованием донного давления в хвостовой части подвихревых приливов. Как указывалось выше, подвихревые приливы при 9П = 1,58° имели донный срез (см. рис. 1, б). Оценки показывают, что величина донного сопротивления подвихревых приливов, если их рассматривать как конусы [8], в пересчете на площадь крыла может составить величину сХд » 0,0012 * 0,0018. Со-

вершенно очевидно, что специальной отработкой формы придонной части подвихревых приливов, организацией по возможности плавного схода потока с их хвостовой части, донное сопротивление подвихревых приливов может быть существенно снижено. Донное сопротивление даже при наличии донного среза может быть также уменьшено или вообще устранено путем выдува в донную область, например, отработанных газов двигателя (в частности, донные срезы могут являться срезами сопл двигателей).

Вторая причина повышения сх и сХа при ос« О при установке

подвихревых приливов обусловлена, видимо, появлением отрыва с внутренних сторон подвихревых приливов, обращенных к центральной хорде крыла. Причем, очевидно, сопротивление возрастает сильнее с уменьшением угла стреловидности Хп подвихревых приливов.

Итак, уменьшение Хп приводит к возрастанию сх при ос« О (см. рис. 3). Однако следует особо обратить внимание на то, что хотя установка подвихревых приливов с малым значением %п (см. на рис. 3

Хд = 74,89°) и значительно увеличивает сх при а » О, но подвихревые

“ Эсх

приливы при этом сильно, нелинейно влияют на производную ——,

9а

быстро делая ее с ростом угла атаки отрицательной. Это при определенных значениях Хп и а способствует быстрому снижению сопротивления и возрастанию аэродинамического качества.

Качественно близкие результаты были получены и для крыла № 2 при других значениях 0П. На рис. 4, а представлена зависимость максимального выигрыша в продольной силе |лсхтах| как функция угла уклона подвихревых приливов 0П. Увеличение угла 0П способствует возрастанию |дслтах|. Таким образом, можно ожидать, что увеличение

угла уклона подвихревых приливов по сравнению с максимальным обследованным углом 0П = 1,58° приведет к еще большему возрастанию |дсхтах|> Т- е- к еЩе большему уменьшению продольной силы и сопротивления.

Продольный момент. Установка подвихревых приливов для всех обследованных значений углов стреловидности Хп и углов уклона 0П оказывает сильное влияние на зависимость т^(ос). Причем изменение тг{а) хорошо коррелирует с изменением зависимости сх{а) при установке подвихревых приливов. Эта связь в изменении функций тг{а) и сх(а) выражается в том, что максимум прироста момента на пикирование имеет место примерно при тех же углах атаки, при которых наблюдается максимальное уменьшение продольной силы. Причина этого, видимо, заключается в перераспределении нормальных на1рузок, вызванном установкой подвихревых приливов, в их увеличении в при-хвостовых поперечных сечениях крыла в большей степени, чем в поперечных сечениях, прилегающих к его вершине. На рис. 4, в для приме-

ра показано влияние установки подвихревых приливов при значениях Хп = 79,5,° 0П = 1,58е на зависимость тг(а). Видно заметное увеличение момента на пикирование по сравнению с исходным крылом, причем максимум прироста момента на пикирование имеет место при а » 30°, что достаточно хорошо согласуется с изменением функции сх(а), представленной на рис. 3.

Аэродинамическое качество. Подвихревые приливы оказывают сильное влияние на аэродинамическое качество. Из рис. 3 видно, что аэродинамическое качество К крыла с подвихревыми приливами на углах атаки, бблыних тех, при которых достигается максимальное аэродинамическое качество Ктах, почти везде выше, чем для исходного крыла. Особенно большой прирост аэродинамического качества (на единицу и более) на указанных углах атаки имеет место для значений Хп £ 77,65,° что связано с обсуждавшимся выше резким уменьшением

производной по сравнению с исходным крылом. Практически

да

важным является то обстоятельство, что максимум функции К {а) в рассмотренном случае для крыла с подвихревыми приливами является существенно более пологим, чем для исходного крыла. Из рис. 3 видно, что экстремум функции К {а) для крыла с подвихревыми приливами при Хп £ 77,65° имеет место между углами атаки а =5° и 10°, для которых имеются экспериментальные данные. Учитывая существенную нелинейность функции сх(а) в этой области значений углов атаки, для более ТОЧНОГО определения -Х'шах в этом случае необходимо было бы проведение исследований в этой области с более мелким шагом по углу атаки. Поскольку такие экспериментальные данные отсутствуют, то величина Ктш1 в этом случае определялась путем интерполяции экспериментальных данных между углами атаки а = 5° и 10°. Полученная таким образом зависимость максимального аэродинамического качества Кт„у для крыла № 1 с углом уклона 9П =1,58° от угла стреловидности Хп приведена на рис. 4, б. Видно, что уменьшение угла стреловидности Хп в диапазоне хп = 83,32 * 77,65° приводит к линейному нарастанию Кпш. Дальнейшее уменьшение угла стреловидности подвихревых приливов (хп = 77,65 -г 74,89°) приводит к более сильному, нелинейному возрастанию максимального аэродинамического качества, что связано с описанным выше поведением функции сх(а). К сожалению, в данных экспериментах не было проведено исследований с углами стреловидности Хп> меньшими, чем Хп = 74,89°. Это связано с тем, что основной целью этих исследований был поиск методов улучшения аэродинамических характеристик крыла на больших углах ;атаки. Однако экстраполяция имеющихся экспериментальных данных показывает (см. рис. 4, в), что при дальнейшем уменьшении угла стреловидности подвихревых приливов Хп следует ожидать дальнейшего роста максимального аэродинамического качества, так что -йГщах крыла с подвихре-

ными приливами может превзойти максимальное аэродинамическое качество исходного крыла. Безусловно, этот вопрос требует постановки и проведения специальных подробных экспериментальных исследований в этих областях значений а и %п, однако такая экстраполяция наглядно показывает возможности повышения Ктах за счет установки подвихревых приливов.

Следует отметить также другой, дополнительный путь повышения аэродинамического качества, в том числе максимального, для крыла с подвихревыми приливами, который (в связи с тем что основной целью работы была проверка найденных решений на больших углах атаки) не был исследован. Этот путь — снижение донного сопротивления самих подвихревых приливов, величина которого, как указывалось выше, в пересчете на площадь крыла может составить сХд « 0,0012 + 0,0018.

Возможные способы снижения или полного устранения этого донного сопротивления были рассмотрены выше. Оценки показывают, что устранение донного сопротивления приводит к тому, что величина максимального аэродинамического качества, например для случая Хп =74,89°, 0П = 1,58°, может заметно превзойти максимальное аэродинамическое качество исходного крыла. *

В заключение можно отметить, что в экспериментах иногда имело место заметное повышение максимального аэродинамического качества крыла № 2 с подвихревыми приливами по сравнению с исходным крылом № 2. Это было в случае, когда подвихревые приливы имели закругление в их хвостовой части (см. рис. 1, б). Однако это повышение не было достаточно устойчивым, а целенаправленных исследований с этой целью не проводилось, поэтому материалы этих испытаний здесь не приводятся.

Боковая устойчивость. Влияние подвихревых приливов на характеристику поперечной статической устойчивости крыла показано на рис. 4, г. Можно видеть заметное увеличение запаса поперечной статической устойчивости крыла с подвихревыми приливами на углах атаки а = 25 -г- 40°, обусловленное, как указывалось, более поздним появлением взрыва вихревых жгутов и некоторой симметризацией положения областей их взрывов. Хотя данное конкретное крыло и устойчиво по 1фену во всем рассмотренном диапазоне углов атаки, но для аэродинамических компоновок, в которых эта устойчивость может быть нарушена за счет каких-либо других элементов летательного аппарата, этот метод может оказаться полезным для достижения требуемых характеристик поперечной устойчивости.

Как показали эксперименты, установка подвихревых приливов практически не повлияла на характеристику путевой статической устойчивости крыла.

Качественно близкие результаты для различных аэродинамических характеристик были получены также для крыла с измененной конфигурацией поперечного сечения подвихревых приливов (линия а на рис. 1, б), при этом эффекты от их установки не оказались сильнее, чем для подвихревых приливов, рассмотренных выше.

Итак, С ПОМОЩЬЮ подвихревых приливов МОЖНО повышать СутЯу, сУащах , уменьшать продольную силу и снижать сопротивление, улучшать зависимость тг(а), повышать аэродинамическое качество, повышать поперечную статическую устойчивость. Следует отметить, что подвихревые приливы в конкретном положении (см. рис. 3, 4 0П =

= 1,58°, Хп = 82,09°) могут одновременно улучшить рад перечисленных аэродинамических характеристик.

На рис. 5 для примера приведены экспериментальные значения

Сутах, сУатях, схт1п, имеющие место для крыла № 1 с

0П = 1,58° в соответствующем диапазоне углов атаки а, который указан на каждом из графиков, в зависимости от %п. Там же линией 1 указаны соответствующие экстремальные значения для исходного крыла, а линией 2 — угол стреловидности вихревых жгутов для исходного крыла. Видно, что по всем приведенным характеристикам существуют области значений Хп> в которых та или иная характеристика лучше, чем на исходном крыле. Штриховкой выделена подобласть 80,5° £ Хп 83,5°, в которой одновременно улучшаются все перечисленные аэродинамические характеристики.

4. О возможных вариантах использования подвихревых приливов. Итак, предложенный способ — подвихревые приливы — может служить важным инструментом при практической отработке аэродинамики ЛА. Подвихревые приливы позволяют:

целенаправленно воздействовать на аэродинамическое качество, особенно при уменьшении угла стреловидности Хп подвихревых приливов;

увеличивать при надлежащих значениях угла стреловидности %п и ’ угла уклона 0П подвихревых приливов максимальную подъемную силу, I

дсу

практически не снижая производную ——;

да

значительно уменьшать на больших углах атаки сопротивление;

увеличивать в значительном диапазоне углов атаки момент на пикирование;

повышать запас поперечной статической устойчивости по углу скольжения.

Важным является то, что с помощью подвихревых приливов возможно воздействие как на отдельно взятые, так и на целый комплекс аэродинамических характеристик.

Проведенные исследования наметили возможность дальнейшего повышения аэродинамического качества, увеличения максимальной подъемной силы и уменьшения сопротивления, в частности, путем варьирования параметров хп и подвихревых приливов. Поэтому целесообразно проведение дальнейших исследований с целью установления пределов:

возрастания коэффициента подъемной силы и уменьшения сопротивления с ростом угла уклона подвихревых приливов;

повышения ародинамического качества при еще большем уменьшении угла стреловидности подвихревых приливов.

При отработке геометрии подвихревых приливов с целью повышения аэродинамического качества особое внимание следует уделять: форме профиля подвихревого прилива для ликвидации отрыва (типа пузыря) на его внешней поверхности; форме хвостовой части с целью организации по возможности плавного схода потока с ее поверхности и уменьшения донного сопротивления.

Сочетание подвихревых приливов, например, с предложенным в [4] средством ликвидации (или затягивания) взрыва вихрей путем вы-дува струй может существенно усилить поперечную статическую устойчивость и повысить аэродинамическое качество. При надлежащем вы-дуве в самой донной части подвихревых приливов (например, если их хвостовая часть является срезом сопл двигателей) исчезает донное сопротивление и тем самым должно существенно повыситься максимальное аэродинамическое качество.

Найденный метод улучшения аэродинамических характеристик, очевидно, не ограничивается рассмотренной конкретной конфигурацией подвихревых приливов на треугольном крыле. Принципиально ясно, что специальной локальной профилировкой поверхности любого несущего тела, над которой проходят достаточно мощные вихревые жгуты на более или менее протяженном участке под ними, можно добиться указанных выше положительных эффектов. Следует ожидать, что ряд обнаруженных эффектов будет иметь место при надлежащей установке подвихревых приливов на крыле с наплывом или на фюзеляже при наличии развитых вихревых жгутов вблизи его поверхности. Подвихревые приливы могут оказаться весьма полезными на аэродинамических ком-

поновках, где по тем или иным причинам невозможно применять другие методы улучшения аэродинамических характеристик.

Видимо, возможно создание управляющих органов типа подвих-ревых приливов, например, на крыле или носовой части фюзеляжа летательного аппарата, которые при несимметричном выдвижении с правой или левой стороны воздействуют на вихревой жгут крыла или фюзеляжа соответственно. Управляющие воздействия в этом случае будут образовываться вследствие создания силы (например, боковой) в результате реализующегося разрежения на органе управления типа подвихревого прилива на той стороне крыла или фюзеляжа, под вихревым жгутом которой выдвинут такой орган управления. Безусловно, эффективность таких органов управления (например, для создания управляющего момента относительно оси Оу в связанной системе осей координат или боковой силы в плоскости крыла) будет зависеть от конкретных параметров подвихревого прилива, используемого в качестве органа управления, в частности его протяженности вдоль вихревого жгута, проходящего над крылом или фюзеляжем, где осуществляется такое выдвижение подвихревого прилива, а также от положения его относительно центра масс летательного аппарата. Хотя специальных экспериментальных исследований с этой целью не проводилось, но элементарные оценки, например, величины силы с5, образующейся на подвихревом приливе, могут быть проведены на основании имеющихся в статье экспериментальных данных. Как следует из

параллело1рамма сил (рис. 1, б), величина с5 = / 2$т(90° - хп) для

рассмотренных значений углов стреловидности %п подвихревого прилива составляет величину с5 *(2т 5)|АСд;|, здесь |дсх| — разница между коэффициентом продольной силы крыла с подвихревыми приливами и коэффициентом продольной силы крыла без под вихревых приливов. Поскольку величина |Дсх| на достаточно больших углах атаки может

равняться 0,06, то величина силы с8, которую можно приближенно считать боковой, может достигать значения с8 * 0,3 (при этом коэффициент нормальной силы су » 0,8 -* 1,0), т. е. боковая сила является весьма большой величиной. Таким образом, на основе предложенного способа принципиально при надлежащей их аэродинамической компоновке можно создать достаточно эффективные органы управления для боковой силы или, если такие подвихревые приливы выдвигать впереди (или позади) центра масс, для создания управляющего момента относительно оси Оу. Этот метод управления энергетически более выгоден, чем, например, интерцептор, поскольку изменение углового положения ЛА будет производиться без торможения вследствие снижения сопротивления.

ЛИТЕРАТУРА

1. Кюхеман Д. Аэродинамическое проектирование самолетов.— М.: Машиностроение.— 1983.

2. Головкин М. А., Гор бань В. П., Ефремов А. А., Симусева Е. В. Нестационарные явления в положении областей «взрывов» вихрей, образующихся в окрестности передних кромок треугольного крыла // Ученые записки ЦАГИ,—1986. Т. 17, № 5.

3. Головкин М. А., Горбань В. П., Ефремов А. А., Симусева Е. В. Гистереэисные явления в положении областей «взрывов» вихрей при нестационарных движениях треугольного крыла // Труды ЦАГИ.-1986. Вып. 2319.

4. Вождаев Е. С., Головкин В. А., Головкин М. А., Горбань В. П., Симусева Е. В. Ликвидация «взрыва» вихрей на треугольном крыле с помощью выдува локальной струи в окрестность одра вихря // Ученые записки ЦАГИ.—1986. Т. 17, № 2.

5. Erickson G. Е. Water tunnel flow visualization insight into complex tree-dimensional flow Gelds//AIAA Paper.—1979, N 1530.

6. Лейбович С. Распад вихря.— В кн.: Вихревые движения жидкости. Устойчивость и отрыв пограничного слоя, свободные и квантовые вихри. Серия: Механика. Новое в зарубежной науке. 'Вып. 21 / Под ред. А. Ю. Ялтинского, Г. Г. Черного.— М.: Мир.—1979.

7. Головкин М. А., Горбань В. П., Симусева Е. В., Стратонович А. Н. Обтекание прямого крыла при стационарных итсва-зистационарных внешних условиях // Ученые записки ЦАГИ.—1987. Т. 18, № 3.

8. Аэродинамика ракет / Под ред. М. Хемша и Дж. Нилсена,— М.: Мир.—1989.

Рукопись поступила 23/Х 1993