Исследование течения в следе за крылом большого удлинения и нелинейных моментных характеристик модели крыло + фюзеляж при больших углах атаки

УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ ЦА Г И Том XIV 1983

№ 2

УДК 629.735.33.015.3

ИССЛЕДОВАНИЕ ТЕЧЕНИЯ В СЛЕДЕ ЗА КРЫЛОМ БОЛЬШОГО УДЛИНЕНИЯ И НЕЛИНЕЙНЫХ МОМЕНТНЫХ ХАРАКТЕРИСТИК МОДЕЛИ КРЫЛО + ФЮЗЕЛЯЖ ПРИ БОЛЬШИХ УГЛАХ АТАКИ

В. А. Баранов, Ю. В. Бочарова, Г. А. Юдин

Приводятся результаты весовых испытаний модели стреловидного крыла большого удлинения с фюзеляжем в диапазоне углов атаки а = — 4°-*-20° при скорости потока, соответствующей числу М = 0,8, и результаты расчета коэффициентов подъемной силы и продольного статического момента по измеренным величинам статического давления на поверхности крыла и фюзеляжа. Приводятся результаты измерения углов скоса и скорости потока в окрестности задней кромки крыла и в области установки горизонтального оперения. Показано, что нелинейность характеристики продольного статического момента комбинации крыло + фюзеляж обусловлена изменением аэродинамических сил, действующих на крыло, и соответствующим изменением аэродинамических сил, возникающих на фюзеляжё под воздействием поля течения вокруг крыла.

1. Обеспечение продольной статической устойчивости модели самолета на больших углах атаки имеет большое значение с точки зрения безопасности полета самолета. В этой задаче важно определить влияние каждого из элементов самолета. В настоящей работе анализируется зависимость коэффициента продольного статического момента комбинации крыло 4- фюзеляж от угла атаки.

Для исследования использованы материалы испытаний модели со стреловидным крылом — угол стреловидности у — 35°, удлинение X = 7, относительная площадь миделевого сечения фюзеляжа 8,8% от площади крыла. На этой модели были проведены комплексные исследования: получены весовые аэродинамические характеристики, измерено распределение статического давления на поверхности крыла и фюзеляжа, с помощью метода шелковинок изучена картина обтекания крыла.

На рис. 1 приведены в зависимости от угла атаки а значения коэффициентов подъемной силы Су и продольного статического

і

момента тг относительно условного центра масс Хи. м = 25% САХ, полученные в результате весовых испытаний при скорости потока, соответствующей числу М = 0,8. Здесь же приведена картина течения на верхней поверхности крыла при нескольких углах атаки, полученная с помощью метода шелковинок. Видно, что с увеличением угла атаки а ^12° первоначальный отрыв потока возникает на консоли крыла в области расположения внешних двигателей, а затем распространяется и на центральную часть крыла. Отметим при этом, что даже при угле атаки а = 14° (Су » 1) в корневой области крыла отрыва не наблюдается.

Увеличение значений коэффициентов нормальной силы в центральных сечениях крыла вследствие безотрывного обтекания до больших углов атаки должно приводить к увеличению коэффи-

циентов продольного момента на кабрирование. Действительно, результаты расчета значений тг{%) по статическому давлению на крыле (пунктирные линии, рис. 1) показывают, что наклон кривой тг(а.) при безотрывном обтекании крыла (диапазон углов атаки существенно больше, чем при а>10\

Однако эти результаты не согласуются с данными весового эксперимента для комбинации крыло + фюзеляж (показано кружками, рис. 1).

В связи с этим рассмотрим аэродинамические силы, действующие на фюзеляж. На рис. 2 приведены результаты измерения статического давления по поверхности крыла (белые кружки) и по центральному сечению фюзеляжа (черные кружки, сплошная линия — по верхнему, пунктирная — по нижнему меридиану) приа=11°.

Видно, что в зоне расположения крыла на верхней поверхности фюзеляжа имеются области повышенного разрежения.

Были выполнены расчеты коэффициента нормальной подъемной силы сечения фюзеляжа плоскостью х =

— const. Результаты расчетов показали, что большая часть аэродинамической силы, действующей на фюзеляж, приходится на область расположения крыла. Таким образом, поле течения вокруг крыла индуцирует зоны

повышенного разрежения на поверхности фюзеляжа и обусловливает изменение аэродинамических сил, которые необходимо учитывать при вычислении коэффициента продольного момента комбинации крыло + фюзеляж.

0,5<

а,1*

0,3

0,2

0,1

о

—•— фюзеляж действие с крылом —- -с— изолированный срюзеляж

-т

10°

Рис. 3

Вследствие влияния крыла такие величины, как С.

у ф>

m

Z ф

{на рис. 3 величины Суф, тгф отнесены к площади крыла и тгф подсчитаны относительно условного центра масс Хп.м = 25% САХ), ХД = Хл/1ф'—безразмерная координата точки приложения подъемной силы фюзеляжа (на рис. 3-—относительно носка фюзеляжа), существенно отличаются от соответствующих величин, определенных в результате весовых испытаний изолированного фюзеляжа. Так, точка приложения подъемной силы для изолированного фюзеляжа находится вблизи носка фюзеляжа, а для фюзеляжа в системе с крылом — в области расположения крыла. Зависимость продольного статического момента, действующего на фюзеляж в системе с крылом, является существенно нелинейной.

На рис„ 1 показано, что коэффициенты продольного статического момента, определенные расчетным образом по результатам измерения статического давления на поверхности крыла и фюзеляжа и полученные в результате весовых испытаний, согласуются между собой по характерной нелинейной зависимости от угла

атаки. Некоторое численное расхождение может быть объяснено погрешностью весового эксперимента и погрешностью расчета аэродинамических сил на крыле и на фюзеляже, где было выполнено относительно небольшое количество дренажных точек.

Таким образом, в результате проведенного анализа можно сделать заключение, что нелинейный характер зависимости тг(а) при больших углах атаки для комбинации крыло + фюзеляж обусловлен тем, что центроплан крыла обтекается безотрывным потоком до больших углов атаки, чем консоль крыла. При безотрывном обтекании при а8° коэффициент продольного статического момента тг комбинации крыло + фюзеляж уменьшается с ростом углов атаки. При дальнейшем росте углов атаки а = = 8° ч- 14°, когда безотрывное обтекание сохраняется только в центральных сечениях крыла, имеет место увеличение значений тг в сторону кабрирования как на крыле, так и на фюзеляже вследствие возникновения на нем дополнительных сил под влиянием поля течения вокруг крыла. При больших углах атаки а=15°ч-20° отрыв потока распространяется и на центральную часть крыла; значения т, для комбинации крыло + фюзеляж остаются в этом диапазоне углов атаки примерно постоянными.

2. Результаты исследования обтекания крыла и поля течения за крылом имеют большое значение при анализе зависимости аэродинамических коэффициентов модели от угла атаки и при выборе положения горизонтального оперения. В настоящей работе определение следа за крылом, измерения углов скоса и скоростного напора потока в области установки горизонтального оперения проводились на модели с крылом, имеющим удлинение X —9 и угол стреловидности у = 30°.

Определение углов скоса и скоростного напора проводилось с помощью гребенки насадков, состоящей из 5 скосомеров, 26 насадков полного напора, 5 приемников статического давления. Размеры насадков были выполнены в соответствии с величинами, приведенными в работе А. Н. Петунина*.

Градуировка скосомеров, насадков полного давления и приемников статического давления проводилась в пустой трубе путем изменения углов установки гребенки. Были определены зависимости:

.— Pl~ Pi - . .— Ро~ Рвф , — Р~Рсо х / ч

ДРск=—а------=/1« ДА> =----------а-----И а-----=/«(*);

1 СО “СО ^ СО

здесь обозначено: — скоростной напор набегающего потока;

Ри Pi. — Давление на верхней и нижней поверхностях скосомеров; Pq —* полное давление в точке измерения; роф — полное давление в форкамере аэродинамической трубы; р — статическое давление в точке измерения; — статическое давление набегающего потока.

В результате градуировки было показано, что функция fx (а) близка к линейной, а функции /2, /3 мало зависят от угла атаки.

При проведении измерения в следе за крылом необходимо иметь в виду, что вследствие потерь полного давления скоростной напор в точке измерения меньше, чем в набегающем потоке. Поэтому при определении угла скоса по разности давления px~Pi

* Методы и техника измерения параметров газового потока (приемники давлений и скоростного напора). М., „Машиностроение", 1972.

нужно пользоваться градуировочной кривой с учетом величины скоростного напора в точке измерения <7, т. е. по соотношению

Величину уменьшения скоростного напора q можно вычислить по результатам измерения полного и статического давления при условии постоянства температуры торможения Т0 = const:

Точность измерения углов скоса в настоящей работе составляла ~1°, а скоростного напора ~1—2%. Исследование проводилось при М = 0,8 и углах атаки а=1°ч-20°.

На рис. 4 приведены результаты измерения углов скоса г в окрестности задней кромки крыла и результаты вычисления

лению в рассматриваемых сечениях.

На рис. 4 £ — отношение расстояния от оси симметрии модели к полуразмаху крыла, х — отношение расстояния от задней кромки крыла к местной хорде крыла. Здесь же приведены величины нормальной силы Сп сечения, определенные по результатам измерения статического давления на поверхности модели.

Приведенные результаты показывают, что зависимости Сп(а), г (а), Схдр0(а) находятся в соответствии друг с другом, а именно: на линейном участке зависимости С„(а) с ростом значений Сп уве-

Р1 — Р_2

ч

Ч

- q ГДЄ а

Ч оо

— і

1 + Рст 2

величин

которые пропорциональны сопротив-

личиваются и углы скоса е, а сопротивление Сх\р0 изменяется незначительно. Первые признаки возникновения отрыва потока выражаются в появлении нелинейности Сп(а), в прекращении увеличения углов скоса е и в увеличении сопротивления Сх\р„. При дальнейшем развитии отрыва потока наблюдаются резкое уменьшение угла скоса до нулевого и отрицательных значений (на рассматриваемых расстояниях за задней кромкой крыла), а также существенное увеличение коэффициента сопротивления.

На основании этих результатов можно сделать заключение о том, что по мере роста углов атаки отрыв потока возникает вначале в консольных сечениях крыла при а = 9°н-10°, а затем при а=12°-ь13° распространяется и на центральную часть крыла. Таким образом, приведенные результаты показывают, что исследование поля течений за крылом с помощью гребенки насадков скосомеров и полных давлений может быть использовано для определения картины обтекания крыла.

Результаты измерения углов скоса и скоростного напора потока в области расположения горизонтального оперения приведены на рис. 5 и 6, где V—безразмерное расстояние по вертикали от строительной горизонтали фюзеляжа в долях средней аэродинамической хорды крыла. Измерения показывают, что углы скоса потока вначале увеличиваются с ростом угла атаки, а затем при возникновении отрыва потока на крыле — уменьшаются. Видно, что значения безразмерного скоростного напора <7 и углов скоса е при безотрывном обтекании крыла практически постоянны вдоль

размаха г, а при наличии зоны отрыва на крыле изменение г и <7 очень неравномерно. При этом меньшие значения г и д имеют место в сечениях, соответствующих большим значениям г, так как здесь более сильно проявляется влияние отрыва потока, возникающего в консольных сечениях крыла.

Изменение величины скоростного напора <7 на различных расстояниях по вертикали обусловлено траекторией следа от крыла. При а =10° -7-16° след проходит через область У— 0,2, где устанавливается низкорасположенное, или палубное, горизонтальное оперение. В области расположения Т-образного горизонтального оперения К = 1,5 след от крыла проходит при больших углах атаки, поэтому и изменение в (а, г) и <7 (а, г) более плавное.

По приведенным результатам можно предположить, что аэродинамические характеристики палубного горизонтального оперения будут претерпевать значительное изменение при прохождении следа на углах атаки а= 10°-^-12°, в то время как горизонтальное оперение, расположенное при 7=1,5, находится в более благоприятных условиях до а» 16°. В дальнейшем полученные результаты могут быть использованы для анализа аэродинамических характеристик горизонтального оперения и выбора оптимального положения горизонтального оперения по вертикали.

Рукопись поступила 24/ІХ 1981 г.