Аэродинамические характеристики ромбовидного профиля при вращательных колебаниях в сверхзвуковом потоке

УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ Ц А Г И Т о м XI 1980

№ 6

УДК 533.6.013,2.011.55

АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ РОМБОВИДНОГО ПРОФИЛЯ ПРИ ВРАЩАТЕЛЬНЫХ КОЛЕБАНИЯХ В СВЕРХЗВУКОВОМ ПОТОКЕ

Э. Б. Абуталиев, А. Н. Варнавский

Рассмотрены результаты экспериментального исследования аэродинамических характеристик ромбовидного профиля при вращательных колебаниях в сверхзвуковом потоке методом газогидравлической аналогии Н. Е. Жуковского. Выявлено влияние неустойчивости скачков уплотнения на аэродинамические характеристики, выражающееся в уменьшении в два-три раза коэффициента подъемной силы и момента тангажа в диапазоне безразмерных частот от 0 до 0,2. Отмечается влияние гармонических составляющих высоких порядков на коэффициенты подъемной силы и момента тангажа. Полученные коэффициенты вращательных производных значительно отличаются от рассчитанных но теории тонкого тела, что связано с неучетом в последней влияния неустойчивости скачков уплотнения.

В настоящее время одним из перспективных направлений, способствующих решению задач устойчивости и управляемости сверхзвуковых самолетов, является использование систем активного управления. Эти системы подразумевают целенаправленное воздействие на ряд важнейших характеристик самолета без отказа при этом от методов, традиционно использующихся на современных летательных аппаратах. Одной из задач, решаемой с помощью таких систем, является предупреждение или предотвращение флаттера.

В работах (1] и [2] указывается, что существующие теоретические методы расчета дают достаточно точные результаты при определении аэродинамических характеристик крыла как твердого тела, совершающего угловые колебания при значениях числа М, меньших 0,8 и ббльших 1,4. Однако в области околозвуковых скоростей обнаруживается систематическое расхождение между теорией и экспериментом.

В работах [3] и [4] на основе моделирования с помощью газогидравлической аналогии показано, что при увеличении безразмерной частоты колебаний до значений, меньших 0,15, возникает неустойчивость головных скачков уплотнения в случае вращательных колебаний ромбовидного профиля в сверхзвуковом потоке. В работе [4] приводятся основные структуры, которые реализуются при моделировании вращательных и вращательно-поступательных колебаний (рис. 1). Однако количественные данные в этих работах отсутствуют.

В настоящей статье приведены результаты исследования аэродинамических сил, лействующих на крыло бесконечного удлинения, совершающего вынужденные вращательные колебания при Мс =» 1,4, полученные с помощью метода газогидравлической аналогии [5]. Исследован диапазон безразмерных частот

колебаний р* = -?г- , где р — частота в Гц, Ь — хорда модели в м, V—скорость

* оо

Рис. 1

движения в м/с от 0,02 до 1,0, трудно реализуемый при использовании других экспериментальных методов.

1. Эксперимент проводился на установке газогидравлической аналогии, описанной в работах [3, 5].

Ромбовидный профиль модели был выполнен из плексигласа для того, чтобы уменьшить влияние капиллярных эффектов. Полуугол раствора ромбовидного профиля 6= 10°, хорда профиля 6 = 250 мм. Точность изготовления модели по линейным размерам не хуже 0,1 мм, по угловым—10',

Модель буксировалась в .мелком слое“ воды при установочном угле атаки з„ = 0 и амплитудах вращательных колебаний а* =0,1745 рад. Форма колебаний была близка к синусоидальной.

Для моделирования вращательных колебаний использовалось устройство, описанное в работе [5].

Последовательность проведения экспериментов, методика фиксации мгновенных углов атаки, распределения глубин жидкости, а также определения распределения давлений и аэродинамических характеристик такие же, как и в работе (6].

2. В результате обработки полученных данных выявлено влияние неустой-

чивости скачков уплотнения на распределение давлений по профилю и аэродинамические характеристики. На рис. 2 представлены зависимости коэффициента давления р = — 1/М^, где Л; — глубина жидкости у поверхности модели

с учетом поправок на гидравлическое моделирование, — глубина спокойной жидкости, Мл = УЦ rghgв — число М в различных точках профиля от фазы колебания %= р/ для различных безразмерных частот колебаний. Сравнение их показывает существенную зависимость р от фазы колебания и безразмерной частоты.

Обнаружены общие закономерности в изменении коэффициента давления в сравнении со стационарным случаем:

~ изменение р =/(») характеризуется периодичностью, но зависимость отличается от синусоидальной;

— значения давлений на верхней и нижней поверхностях профиля смещены относительно друг друга на г. (см. рис. 2, />*=0,4), поэтому при анализе можно рассматривать только изменение давлений на одной из поверхностей;

р*=ОА

Ы

0А\

О

-ОА

1 1

0.8

к 1 1

>-*=0.2; С-Г=0.4; д — лг = 0.6; л-1=0.8. Рис. 2

— наблюдается запаздывание в установлении амплитудных значений р в сравнении со стационарным случаем, которое различно для разных точек профиля (рис. 3). Рост безразмерной частоты колебаний ведет к возрастанию запаздывания в установлении р до значений р* — 0,4, а затем оно изменяется незначительно;

— увеличение р* в диапазоне 0</>*<0,2 сопровождается уменьшением амплитудных значении коэффициента давлений, а в диапазоне 0,2<р* < 1,0 — их увеличением. Это связано с тем, что диапазон 0</>* <0,2 характеризуется началом качественного изменения формы скачка, а также его положения относительно носовой части профиля (рис. 4). С ростом безразмерной частоты колебаний до р* = 0,2 отход от носка профиля уменьшается.

Уменьшение отхода скачка Л от носка профиля в диапазоне 0</>*<0,2 в данном случае аналогично уменьшению толшииы профиля в стационарном случае. Так, уменьшение толщины профиля в стационарном случае при постоянном числе М сопровождается уменьшением отхода скачка от носка профиля, и скачок из отсоединенного может стать присоединенным. Наблюдаемое явление (уменьшение отхода скачка) можно также объяснить тем, что время, необходимое для распространения возмущений против потока, для каждого отдельно взятого положения профиля при колебаниях уменьшается с ростом р* по сравнению со временем распространения возмущений для того же положения профиля в стационарном случае.

В дальнейшем повышение р* в диапазоне 0,2<р*< 1,0 ведет к увеличению давления на поверхности профиля и соответственно интенсивности возмущений, распространяющихся против потока. Это вызывает увеличение отхода скачка, несмотря на уменьшающееся время, необходимое для распространения возмущений для того же угла атаки ^ри колебаниях, что и в стационарном случае.

Рассматривая зависимости /?=/(?), необходимо учитывать совместное влияние как изменения мгновенного угла атаки, так и положительного прироста давления от колебания с наветренной стороны профиля и уменьшения давления с подветренной стороны. В отличие от установившейся терминологии, в которой

"——i

р

0,2 0Л 0.6 0,8 V*

—,г = 0,2; Д—*=0.4; О—х=0,6; * -7=0,8

Рис. 3

0; (Т-/)»=0.1; А-р*=0.6; И-/)»=:0.03; О—Р*“0,2; О-р^О.вТ

Рис. 4

#—/>*=0; О—p’—O.l; ©-/?*=0.2; л— />*=0,4;

—/>•=0,6; д-р*=),0 Обозначения точек такие же. как на рис. 5.

Рис. 5 Рис. 6

при определении наветренной и подветренной сторон за основное принимается движение вдоль оси х, в нашем случае за основное принимается колебательное движение. Это упрощает анализ.

На характер изменения аэродинамических коэффициентов_оказывают влияние те же факторы, что и в случае изменения коэффициента р. На рис. 5 представлены зависимости коэффициента подъемной силы СУа от <р для разных безразмерных частот при 1Мсо = 1,4. Видно, что зависимости имеют периодический характер, но несколько отличаются от строго синусоидальных. Как и в случае

зависимостей р—/{у), наблюдается запаздывание в установлении амплитудных значений Су . Величина запаздывания зависит от частоты колебаний и возра-

Сравнеиие опытных (О) и расчетных [2| данных.

.гвр=°,5; >.= :• ; -Q—?= 0.174.

Рис. 7

I2S

стает с ее увеличением. Качественно перестройка формы скачка и изменение его положения относительно носка профиля ведут к тому, что в диапазоне частот 0,2</>*<0,4 наблюдается уменьшение запаздывания в установлении амплитудных значений СУа.

Увеличение безразмерной частоты колебаний р* от 0,02 до 0,2 приводит к уменьшению амплитудных значений СУа, что связано с уменьшением р и объясняется теми же причинами, что и уменьшение коэффициента давления. Дальнейшее увеличение безразмерной частоты колебаний р* от 0,2 до 1,0 сопровождается увеличением амплитудных значений СУа, что объясняется ростом р в данном диапазоне безразмерных частот колебаний.

Наличие плоских участков на кривых Суа=/(?) в диапазоне 0,2<р*<0,4 объясняется различными величинами запаздываний в установлении давлений на поверхности профиля, что связано с различной скоростью распространения возмущений как по потоку, так и против него для различных участков поверхности профиля. Гармонический анализ по методике [7] зависимостей Су =/(?) показывает наличие составляющих высокого порядка.

Другой важной аэродинамической характеристикой является коэффициент момента тангажа. На рис. 6 представлена зависимость тг =/{$). В характере поведения зависимостей наблюдаются те же тенденции, что и в слу-

чае зависимостей Су =/(^): наблюдается периодичность в изменении тг и ее отличие от чисто синусоидальной зависимости; имеется запаздывание в установлении амплитудных значений т, но сравнению со статикой; увеличение р* от

0,02 до 0,2 приводит к падению амплитудных значений тг. Дальнейшее увеличение р* ведет к росту амплитудных значений тг, что объясняется ростом коэффициента давления; гармонический анализ зависимостей тг =/(?) показывает наличие гармонических составляющих высокого порядка.

Полученные данные позволяют также получить значения коэффициентов вращательных производных первого порядка (2, 8]. На рис. 7 представлены зависимости комплексов коэффициентов вращательных производных Су — С'“г :

Су -г р*2Су‘г; т\ -г гп'“г; т* + /;*! т“г , полученных в эксперименте, в сравнении с результатами расчетов [2]. Сравнение показывает значительные расхождения. Это объясняется тем, что в расчетах не учитывается влияние конечной толщины профиля, а также неустойчивости скачков уплотнения, возникающей при колебаниях с большой безразмерной частотой. Сравнение полученных данных с другими результатами, в частности, с результатами испытаний в аэродинамических трубах, не представляется возможным, так как максимальное значение безразмерной частоты колебаний, получаемое в трубах, не превышает 0,1.

ЛИТЕРАТУРА

1. Сагпег Н. G., Lehrian Doris. Comparative iheoretical calculation of forces on oscillating wings the transonic speed range. .Aeronaut Res. Council and mem.“, N 3559. 1969. (ЭИ, Авиастроение'. ВИНИТИ АН СССР, № 33).

2. Белоцерковский С. М., Скрипач Б. К., Табачников В. Г. Крыло в нестационарном потоке газа. М., .Наука', 1971.

3. Виноградов Р. И., Якубов И. Р. Особенности структуры обтекания колеблющегося профиля при сверхзвуковых скоростях. .Ученые записки ЦАГИ', т. 6, J\is 2, 1975.

4. ВарнавскийА. Н, Виноградов Р. И., Якубов И. Р. О форме скачков уплотнения при изгибно-крутильных колебаниях профиля. .Изв. АН УзССР". № 4, 1977.

5. Виноградов Р. И., Жуковский М. И., Якубов И. Р. Газогидравлическая аналогия и ее практическое приложение. М., „Машиностроение", 1978.

6. В а р и а в с к и й А. Н. Измерении распределения давлений в нестационарных задачах при изучении их методом газогидравлической аналогии, ВИНИТИ АН СССР деп. >6 695—77, 1977.

7. Корн Г., Корн Т. Справочник по математике. М., .Наука",

1974.

8. Г о р л и и С. М., С л е з и н г е р И. И. Аэромеханические измерения (методы и приборы). М., .Наука', 1964.

Рукопись поступила 6! VI 1979 г.

9—.Ученые записки ЦАГИ" N& 6