Об аномальном поведении боковой силы, действующей на самолет на больших углах атаки

Том ХЬЇЇЇ

УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ ЦАГИ 2012

№ 3

УДК 532.527

ОБ АНОМАЛЬНОМ ПОВЕДЕНИИ БОКОВОЙ СИЛЫ, ДЕЙСТВУЮЩЕЙ НА САМОЛЕТ НА БОЛЬШИХ УГЛАХ АТАКИ

А. В. ВОЕВОДИН, А. М. ГАЙФУЛЛИН, А. С. ПЕТРОВ,

Ю. Н. СВИРИДЕНКО, Г. Г. СУДАКОВ

Проведены экспериментальные и расчетные исследования модели самолета с различными удлинениями фюзеляжа (3 варианта) и различными носовыми частями (затупленная и острая). Выявлено аномальное поведение боковой силы при небольших углах скольжения и углах атаки от 20 до 40°.

Ключевые слова: самолет, фюзеляж, боковая сила, большие углы атаки.

Вопрос о влиянии удлинения фюзеляжа на аэродинамические характеристики самолета, особенно на больших углах атаки, на которые самолет может попасть при неблагоприятных обстоятельствах, еще слабо изучен. В связи с этим были проведены экспериментальные и расчетные исследования аэродинамических характеристик и полей течения около модели пассажирского самолета с фюзеляжем варьируемого удлинения. Особое внимание было уделено исследованию характеристик путевой статической устойчивости и структуры вихревых систем, образующихся при больших углах атаки и наличии скольжения.

Были определены зависимости аэродинамических характеристик компоновки от удлинения и формы носовой части фюзеляжа. В частности, исследования показали, что при небольших углах скольжения, начиная с некоторых углов атаки, начинает резко возрастать боковая сила. Причиной такого аномального поведения боковой силы является

ГАИФУЛЛИН Александр Марксович

доктор физикоматематических наук, член-корреспондент РАН, главный научный сотрудник ЦАГИ

СВИРИДЕНКО Юрий Николаевич

кандидат технических наук, начальник сектора ЦАГИ

СУДАКОВ Георгий Григорьевич

доктор технических наук, начальник отдела ЦАГИ

ВОЕВОДИН Александр Владимирович

кандидат физикоматематических наук, ведущий научный сотрудник ЦАГИ

ПЕТРОВ Александр Сергеевич

доктор физикоматематических наук, ведущий научный сотрудник ЦАГИ

сложная структура взаимодействующих вихревых систем, сходящих с поверхностей фюзеляжа и крыла. Это явление не связано с известным возникновением боковой силы из-за несимметрии вихревых структур, сходящих с удлиненных тел, которое проявляется на больших углах атаки

[1-3].

1. ГЕОМЕТРИЯ КОМПОНОВКИ И МЕТОДЫ ИССЛЕДОВАНИЯ

Варианты геометрии модели для численных и экспериментальных исследований в аэродинамических трубах Т-102 и Т-103 ЦАГИ представлены на рис. 1. Размеры на рисунке указаны в миллиметрах. Далее исследованные компоновки для краткости будем называть соответственно компоновкой № 1, № 2 и № 3. Для всех вариантов исследованных компоновок используется крыло модели пассажирского самолета Ту-204 с геометрическими параметрами: удлинение X = 9.87, сужение п = 4, угол стреловидности по передней кромке хпк = 30°, угол стреловидности по задней кромке хз к = 20°.

Фюзеляж модели имеет цилиндрическую форму. Конструкция модели с помощью специальных вставок позволяет в широких пределах изменять удлинение и форму носовой части фюзеляжа.

Для каждой компоновки весовые испытания в Т-102 проводились при двух вариантах носовой части фюзеляжа — затупленной и острой, показанных на рис. 1. Затупленная носовая часть образована соответствующим эллипсоидом вращения. Острая носовая часть имеет угол при вершине 0 = 50° и плавное сопряжение с цилиндрической частью фюзеляжа. Все весовые испытания проводились с кольцевыми турбулизаторами, установленными на поверхности носовых частей фюзеляжа на расстоянии 50 мм от носка. Значения аэродинамических сил относились к полной площади крыла, а боковых моментов дополнительно к размаху крыла. Моменты определялись относительно точки, расположенной на расстоянии 0.25 САХ крыла.

Рис. 1. Варианты геометрии модели

В Т-103 проводилась визуализация обтекания моделей с помощью шелковинок, позволившая определить топологию течения около поверхности компоновки.

Расчет аэродинамических характеристик компоновок был выполнен с помощью пакета ANSYS CFX 12.0 (лицензия № 501024). Решались уравнения Рейнольдса для совершенного газа. Использовалась модель турбулентности к-ю SST для полностью турбулентного пограничного слоя. Задача решалась в диапазоне чисел Маха M = 0.2 + 0.7, углов атаки а = 0 -^40° и углов скольжения ß = 0 ^6°. Число Рейнольдса на метр длины при числе М = 0.2 составляло

Re1 = 3 -106.

2. РЕЗУЛЬТАТЫ ИССЛЕДОВАНИЙ

Экспериментальное определение аэродинамических характеристик компоновок проводилось в диапазоне углов атаки 0 <а<32°, углов скольжения -20<в< 20°. Скорость потока во

всех экспериментах была 50 м/с, что соответствовало Яе = 3.3 • 106.

На рис. 2, 3 представлена зависимость коэффициента подъемной силы суа от угла атаки при

различных углах скольжения для компоновки № 1 с затупленной и острой носовой частью. Кроме того, на рисунках показана эта же зависимость, полученная расчетным путем. Сравнивая рис. 2 и 3, можно заключить, что су^ слабо зависит от формы носовой части. Сравнение характеристик показало также слабое влияние удлинения фюзеляжа на зависимость су^ от а при в = 0.

На рис. 4 представлена зависимость сг от в при нулевом угле атаки для различных компоновок с затупленными частями.

Особый интерес при проведении экспериментальных и расчетных исследований был связан с поведением боковых сил, действующих на компоновку при небольших углах скольжения. На рис. 5 и 6 показана зависимость коэффициентов боковой силы и момента рыскания от угла атаки при в = ±6° для компоновки № 1 с затупленной носовой частью. Боковая сила и момент при в = _6° взяты с обратным знаком.

Расчетные и экспериментальные данные указывают на то, что до углов атаки 20° боковая сила мала. Затем начинается ее резкое возрастание. Боковая сила достигает своего максимума, после чего начинает уменьшаться. Хотя различие в результатах довольно существенное, видно, что численный расчет правильно отражает тенденцию поведения аэродинамических характеристик компоновки.

Рис. 2. Зависимость су от а при различных в для

1.4

1.2

0.8

0.6

0.4

0.2

СУа

-о ^ -о ' Эксп. р = 0 Эксп. р = 6° Эксп. р = 20е ^асч. р = 6°

-й- ^

— і

а

0

10

15 20 25

30

35 40

Рис. 3. Зависимость су от а при различных в для

компоновки № 1 с затупленной носовой частью

компоновки № 1 с острой носовой частью

0,1 П ҐІ8-

и.ио П АА-

и.ио* П С\Л -о- -о Компоновка № 1 Компоновка № 2 Компоновка № 3

и.ЦЧ" -Сг

Р

20 -15 -1 0 “5оо2: 10 1 5 2С

и.и/ —П

ПА.

—и.ио п пв.

—и.ио -0.1

0.02

0

-0.02

-0.04

-0.06

-0.08

-0.1

-0.12

а

а 1 5 / 20\ 2 5 30 35

^-Эксп. р = 6° \ Эксп. р = -6° -°- Расч.

Рис. 4. Зависимость с2 от р при а = 0 для различных компоновок с затупленными носовыми частями

Рис. 5. Зависимость с2 от а при в = ±6° для компоновки № 1 с затупленной носовой частью

0.02

0.01

-0.01

-0.02

-0.03

-0.04

-0.05

ту

илА а

&*у15 2 5 30 35

-°-Эксп. р = 6е

-*-Эксп. р = -°-Расч. -6°

Рис. 6. Зависимость ту от а при р = ±6° для компоновки № 1 с затупленной носовой частью

-0.04

-0.08

1 0. № гг^ а 3 0

-о- Компоное -в- Компоное -й- Компоное ка № 1 ка № 2 !ка № 3 |_

Рис. 8. Зависимость с2 от а при р = 6° для различных компоновок с острой носовой частью

О

-0.04

-0.08-

-0.12-1

1 о. /г а 3 0

—— ——

-о- Компоно! ?ка № 1 N.

-в- Компоновка № 2 -а- Компоновка № 3 1

Рис. 7. Зависимость с2 от а при р = 6° для различных компоновок с затупленной носовой частью

Аналогичные результаты были получены и для компоновок № 2 и № 3. На рис. 7 представлена зависимость с2 от а при р = 6° для различных компоновок с затупленной носовой частью, а на рис. 8 — с острой носовой частью.

Весовые измерения показали существенную зависимость боковых сил от длины фюзеляжа в случае затупленной носовой части. По-видимому, отличие в боковых силах связано с различием течения над моделью самолета, и, что более вероятно, с разным сценарием взаимодействия вихревых структур, сходящих с поверхностей фюзеляжа и крыла. Сравнение картин обтекания выявило отличие в предельных линиях тока, которые визуализировались шел-

Рис. 9. Визуализация течения шелковинками а = 20°, р = 6° (компоновка № 1: слева — затупленная, справа —

острая носовые части)

0.03 • а = 31.5°

| -о- а = 9.5°

0.02

-20 -15 -10 -5 0 5 10 15 р

Рис. 10. Зависимость ту от р при различных углах атаки для компоновки № 1 с затупленной и острой носовыми частями

ковинками. Оказалось, что до а = 15° отличий в обтекании компоновки с различными носовыми частями нет, они появляются на крыле при больших углах атаки. На рис. 9 дано сравнение расположения шелковинок на модели с длинным фюзеляжем (компоновка № 1) и разными носовыми частями. Угол скольжения составлял 6°, а угол атаки — 20°. На крыле модели с острой носовой частью видны четкие вихревые структуры (рис. 9), а на крыле модели с затупленным носом положение шелковинок размазано, что говорит о высокочастотных колебаниях потока. По-видимому, это связано с нестационарным срывом вихрей с затупленной части носа модели. На углах атаки 35° и выше картины течения на моделях с затупленным носом и с острым носом опять становятся похожими, так как при этом режиме течения нестационарные вихревые структуры от носовой части проходят выше крыла и не оказывают влияние на него.

Похожая ситуация наблюдается и при сравнении течений около компоновки № 1 (длинный фюзеляж) и компоновки № 3 (короткий фюзеляж). Шелковинки на крыле компоновки № 3 всегда имеют четкую структуру, а на компоновке № 1, как уже указывалось выше, размытую.

Для анализа боковой статической устойчивости на рис. 10 приведены зависимости ту от р

при различных углах атаки для компоновки № 1 с острой и затупленной носовыми частями. Следует отметить наличие участка с отрицательным значением производной момента рыскания ту (р) по углу скольжения в области малых р на больших углах атаки а > 20°. Форма носовой

части фюзеляжа сильно влияет на поведение зависимости ту (р) в этом диапазоне углов атаки и скольжения.

Все эти обстоятельства указывают на то, что причина аномального поведения боковой силы не связана с потерей устойчивости симметричного решения, а обусловлена взаимодействием вихревых структур, сходящих с поверхностей фюзеляжа и крыла.

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

Известно, что при больших углах атаки и отсутствии скольжения наблюдается несимметрия в отрывном течении около удлиненных тел. Такого рода несимметрия связана с неустойчивостью симметричного отрывного обтекания удлиненных тел и сопровождается появлением боковых сил. Это явление наблюдается при достаточно больших углах атаки. Для исследованных носовых частей — это углы атаки, большие 40°.

Авторами данной работы был обнаружен совершенно иной механизм появления больших боковых сил на модель пассажирского самолета. Суть явления заключается в том, что при небольших углах скольжения и углах атаки а » 20° начинает резко возрастать боковая сила. Далее до углов атаки а» 30° происходит дальнейшее возрастание боковой силы. Как показывают расчетные исследования, затем она уменьшается, а при а » 40° боковая сила практически исчезает.

Причиной такого немонотонного поведения боковой силы является сложная структура взаимодействующих вихревых систем, сходящих с поверхностей фюзеляжа и крыла.

Аномальное поведение боковой силы наблюдается при разных удлинениях фюзеляжа. Величина боковой силы зависит от удлинения фюзеляжа и от типа носовой части. В случае заостренной носовой части величина боковой силы вообще не зависит от удлинения фюзеляжа, а в случае затупленной носовой части такая зависимость имеет место.

Авторы благодарны академику РАН Г. С. Бюшгенсу за инициативу в проведении данной работы и за постоянное внимание к ее результатам.

Работа выполнена при финансовой поддержке Российского фонда фундаментальных исследований (№ 10-08-00375, № 10-01-00516).

ЛИТЕРАТУРА

1. Peake D. J., Owen F. K., Hoguchi H. Symmetrical and asymmetrical separations about a yawed cone // AGARD-CP-247, 1979, 16 p.

2. Andrew B., Wardlaw Jr. Multivortex model of asymmetrical shedding on slender bodies at high angle of attack // AIAA Paper, 75-123, 1975, 14 p.

3. Аэродинамика ракет. Кн. 1 / Под ред. М. Хемша и Дж. Нилсена. — М.: Мир, 1989,

427 с.

Рукопись поступила 5/IX 2011 г.