Экспериментальные исследования аэродинамических характеристик модели при динамических выходах на сверхбольшие углы атаки

Том XXXV

УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ ЦАГИ 20 0 4

№ 3—4

УДК 533.6.071.082.013.2

629.735.33.015.017.2.016.82

ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫЕ ИССЛЕДОВАНИЯ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК МОДЕЛИ ПРИ ДИНАМИЧЕСКИХ ВЫХОДАХ НА СВЕРХБОЛЬШИЕ УГЛЫ АТАКИ

А. Н. ЖУК, К. А. КОЛИНЬКО, А. Н. ХРАБРОВ

В работе представлено описание новой экспериментальной установки по динамическому выведению моделей в аэродинамической трубе малых дозвуковых скоростей на сверхбольшие углы атаки а «120° . Обсуждается методика проведения экспериментальных исследований нестационарных аэродинамических характеристик модели.

Приведены результаты измерений для моделей треугольного крыла и маневренного самолета.

Появляющиеся самолеты с управляемым вектором тяги будут иметь возможность летать на очень больших углах атаки. Причем рассматриваются не только динамические выходы на углы атаки а>90° , что было доступно и самолетам предыдущего поколения («кобра Пугачева»), но и возможность балансировки на очень больших углах атаки. В связи с этим встает вопрос о математическом моделировании аэродинамических характеристик самолета в нужном диапазоне углов атаки для исследования задач динамики полета.

В настоящее время основным источником данных для разработки математических моделей, описывающих нестационарные аэродинамические характеристики самолетов на режимах отрывного обтекания, является эксперимент в аэродинамических трубах. В ЦАГИ был создан ряд динамических установок и методик, позволяющий проводить исследования нестационарных аэродинамических характеристик летательных аппаратов в широком диапазоне чисел Маха и углов атаки, при различных кинематических законах и параметрах движения моделей. Одной из основных является экспериментальная установка, на которой проводят измерения комплексов вращательных и нестационарных аэродинамических производных моделей методом вынужденных

колебаний с малой амплитудой в АДТ малых дозвуковых скоростей Т-103(102) [1], [2]. Ввиду существенной нелинейности аэродинамических характеристик самолета при отрывных режимах обтекания необходимо исследовать не только демпфирующие аэродинамические производные при различных частотах колебаний модели, но и зависимости от угла атаки полных нестационарных аэродинамических характеристик при вынужденных колебаниях модели с большой амплитудой. Для этой цели служит установка вынужденных колебаний по тангажу с большой амплитудой [3]. К сожалению, эта установка позволяет проводить исследования только при углах атаки а<60° . Экспериментальные данные, получаемые на этой установке широко используются при разработке математических моделей для описания нестационарных аэродинамических характеристик [4].

Для получения данных при а>60° была разработана экспериментальная установка, позволяющая измерять полные нестационарные аэродинамические силы и моменты при неустановившемся движении модели на углах атаки вплоть до а«120°. В настоящей работе

приводится краткое описание этой установки, методики экспериментальных исследований и некоторых

характерных результатов, полученных с ее использованием.

1. Схема динамической установки, позволяющей измерять нестационарные аэродинамические характеристики моделей при их быстром выходе на сверхбольшие углы атаки, представлена на рис 1. Экспериментальная установка монтируется в рабочей части аэродинамической трубы малых дозвуковых скоростей на специальной передвижной платформе. Вертикальная стойка 1

с подшипниковым шарниром 2 закрепляется на платформе. Рама 3, имеющая Г-образную форму, вставляется в подшипниковый узел стойки. Хвостовая державка 4 прикрепляется к раме. Исследуемая аэродинамическая модель 5 закрепляется на хвостовой державке через внутримодельные пятикомпонентные тензовесы. Для измерения угла поворота рамы относительно стойки установки используется индуктивный бесконтактный датчик 7, расположенный в подшипниковом узле стойки установки. Для закрепления рамы установки под необходимым углом начального отклонения и ее «сброса» в конструкции использован дистанционно управляемый стопор. Для регулировки диапазона изменяемых в эксперименте углов атаки и среднего угла колебаний рамы установки в конструкции использован резиновый

Рис. 1. Геометрическая схема установки

амортизатор 6 (дополнительная жесткость). Угол скольжения модели на данной установке может задаваться при помощи поворотного круга АДТ, на котором закреплена платформа 8 установки.

При проведении динамических экспериментов на данной установке, в отличие от обычной установки для колебаний с большой амплитудой, электродвигатель не используется. После освобождения от стопора Г-образная рама, на которой крепится хвостовая державка с моделью, движется под действием момента силы тяжести, упругого момента амортизатора и

аэродинамического момента. Моментом трения в подшипниковом узле можно пренебречь.

Вследствие малости аэродинамических нагрузок параметры переходного процесса (максимальный угол заброса, частота колебаний, конечный балансировочный угол) определяются

в основном инерционными свойствами движущейся части установки и упругостью амортизатора. Максимальные динамические углы атаки для заданной конфигурации установки зависят от угла начального отклонения рамы. В процессе эксперимента при изменении упругости амортизатора можно также

несколько варьировать частоту колебаний и балансировочный угол. Графики зависимостей балансировочного угла атаки модели от длины предварительного натяжения амортизатора без потока и в потоке АДТ со скоростью Уж = 40 м/с представлены на рис. 2.

Экспериментальные исследования на новой установке проводятся следующим образом.

Подвижная рама установки с моделью на хвостовой державке устанавливается под заданным начальным углом атаки. После освобождения захвата рама начинает свободно поворачиваться в подшипниковом узле стойки установки, приводя в движение державку с моделью. Как правило, колебания рамы являются затухающими относительно некоторого среднего балансировочного угла атаки. Так как рама имеет большой момент инерции, начальный угол заброса модели может быть достаточно велик. При колебаниях рамы установки без потока и отсутствии дополнительной жесткости в виде амортизатора средний угол атаки колебаний равен 90°. Таким образом,

на данной установке имеется возможность испытывать модели на внутримодельных тензовесах при вынужденных колебаниях с очень большой амплитудой, однако закон движения модели при этом является апериодическим.

2. Процедура обработки полученных данных для этого вида эксперимента очень похожа на процедуру обработки данных при вынужденных колебаниях модели с большой амплитудой. Эта методика описана в работе [3]. Отличия связаны с тем, что при обычных вынужденных колебаниях с большой амплитудой обрабатываются периодические зависимости от времени с последующим усреднением на один период колебаний. На рассматриваемой установке получаются апериодические движения модели, и повторяемость результатов может быть проверена только многократными испытаниями.

Для получения аэродинамических составляющих из сигналов, измеренных разными каналами внутримодельных тензовесов, необходимо вычесть составляющие, обусловленные действием на модель гравитационных и инерционных нагрузок. Эти части нагрузок могут быть определены при обработке результатов предварительного эксперимента, проведенного при испытаниях модели без потока. Математическая модель гравитационных и инерционных нагрузок может быть выражена в виде линейных уравнений с неизвестными коэффициентами для измеренных зависимостей кинематических параметров движения модели по времени. Входящие в эти уравнения производные кинематических параметров по времени, используемые для описания инерционных нагрузок, находятся после соответствующей обработки результатов с

0,2 0,4 0,6 0,8 д^м

Рис. 2. Зависимость балансировочного угла атаки от предварительного натяжения амортизатора

использованием цифровых фильтров [3].

С использованием метода множественной линейной регрессии [5] можно определить вес модели, момент инерции модели относительно оси вращения, координату центра масс модели. При испытаниях модели без потока начальное положение рамы установки принимается равным а0  0. Рама установки освобождается примерно через одну секунду после начала процедуры записи показаний датчика угла поворота рамы и сигналов внутримодельных тензовесов. При этом наблюдаются слабо затухающие колебания модели с рамой установки относительно среднего угла атаки аш  90° . Данные эксперимента без потока записываются в течение 15 секунд, что соответствует примерно 10 периодам затухающих колебаний. Обработка этих данных позволяет получить неизвестные константы, описывающие гравитационные и инерционные нагрузки.

Эксперимент в потоке аэродинамической трубы проводится аналогично эксперименту без потока. Начальное значение угла атаки также обычно принимается равным а0  0. Для получения забросов на большие углы атаки необходимо задать отрицательные начальные углы отклонения модели. Величина балансировочного угла атаки модели зависит от действия аэродинамической нагрузки и упругости амортизатора. Для обработки результатов эксперимента в потоке АДТ с выделением нестационарных аэродинамических нагрузок, действующих на модель, необходимо не только вычесть гравитационные и инерционные составляющие, но и устранить воздействие различных высокочастотных шумов, которые всегда присутствуют в записанных сигналах тензовесов. Для этого обычно используется цифровой низкочастотный фильтр Баттерфорда [2] с частотой среза, которая выбирается на основе анализа спектрального состава измеренных сигналов.

Пример измеренных зависимостей изменения по времени сигналов для коэффициентов нормальной силы и момента тангажа модели, а также угла атаки в течение одного периода при колебаниях в потоке АДТ представлен на рис. 3. Из сигналов тензовесов вычтены гравитационные и инерционные составляющие, полученные по результатам эксперимента без потока, а также проведено обезразмеривание с использованием регистрируемого сигнала для скоростного потока в АДТ. Различные линии на этом графике соответствуют обработке данных с использованием цифровых фильтров с различными частотами среза: /0) =50 Ао (сплошная светлая линия),

10 Гц (пунктирная линия) и 5 Гц (сплошная жирная линия). Видно, что фильтр с /0) =50 Ао оставляет много посторонних шумов, тогда как фильтры с /0) = 5 +10 Ао позволяют достаточно хорошо выделить полезный сигнал и мало отличаются друг от друга.

Проводились также исследования повторяемости результатов эксперимента. С этой целью для одной модели все эксперименты при различных балансировочных углах атаки, которые варьировались начальным натяжением амортизатора, проводились троекратно. При обработке сравнивались соответствующие результаты испытаний. Анализ данных показал отличную повторяемость результатов, и в дальнейшем испытания для других моделей проводились однократно.

3. На разработанной установке были проведены экспериментальные исследования нестационарных аэродинамических характеристик при динамических выходах на сверхбольшие углы атаки для нескольких моделей треугольных крыльев различной стреловидности, а также

Рис. 3. Пример экспериментальных зависимостей от времени, обработанных при различной частоте среза цифрового фильтра

модели маневренного самолета с крылом малого удлинения. Испытания аэродинамических моделей проводились в аэродинамической трубе малых дозвуковых скоростей Т-103 при скорости набегающего потока Ух=30 + 40 і /п. Результаты, полученные для различных моделей, качественно похожи друг на друга.

Экспериментальные кривые нестационарных зависимостей коэффициентов нормальной силы су и продольного момента т2, полученные для модели треугольного крыла

стреловидностью Х=70° при максимальной амплитуде колебаний рамы установки в симметричных условиях (угол скольжения р=0), представлены на рис. 4. Соответствующие

статические зависимости аэродинамических коэффициентов показаны линиями с маркерами.

Видно, что на больших углах при а<90° наблюдаются значительные динамические гистерезисы аэродинамических характеристик. При увеличении угла атаки («прямой ход») значения аэродинамических характеристик больше соответствующих статических значений. При уменьшении угла атаки («обратный ход») динамические значения аэродинамических характеристик лежат ниже статических значений. Физически это связано с тем, что при прямом ходе в динамике

происходит запаздывание разрушения вихревых структур обтекания по сравнению со статическими условиями. При обратном ходе в динамике происходит наоборот запаздывание восстановления вихревой структуры из состояния глубокого отрыва, которое наблюдается на очень больших углах атаки. Эти данные не противоречат результатам, полученным при обычных вынужденных колебаниях с большой амплитудой [3]. При углах атаки а>90° картина меняется на противоположную. Динамические значения, полученные при прямом ходе с увеличением угла атаки, лежат ниже соответствующих статических значений. При обратном же ходе с уменьшением угла атаки динамические значения превышают статические значения. В целом это приводит к тому, что гистерезисные петли аэродинамических характеристик при таких движениях с выходом на углы атаки а0120° имеют вид «восьмерок». В аэродинамической природе наблюдаемых зависимостей еще предстоит разобраться. Интересно отметить также, что

Су 2.0

0.5

1.5

1.0

0

0 25 50 75 100 125

т2

Т----1---1---1----1---1---1---1----1---1---1---1---1----1---1---1---1----1---1---1---1----1---1---1---1----1---1---г

0.2

0

-0.2

0

25

50

75

100

Рис. 4. Нестационарные аэродинамические характеристики для треугольного крыла со стреловидностью х=70° при динамических выходах на сверхбольшие углы атаки

Рис. 5. Нестационарные аэродинамические характеристики для модели самолета нормальной схемы с крылом малого удлинения

значения момента тангажа для данного крыла в районе а  90° в статике и динамике близки к нулю. При заданной центровке крыла хт = 50% средней аэродинамической хорды это свидетельствует о том, что распределение давления по крылу практически постоянно. Так и должно быть при глубоком отрыве, когда поток срывается со всех кромок крыла.

Аналогичные нестационарные аэродинамические характеристики, полученные при динамических выходах на сверхбольшие углы атаки маневренного самолета нормальной схемы с крылом малого удлинения показаны на рис. 5. Стационарные аэродинамические характеристики для этой модели, полученные только в ограниченном диапазоне углов атаки, также представлены на этом рисунке. Качественно результаты для модели самолета соответствуют результатам, полученным для треугольных крыльев, хотя и имеют более сложный вид.

Таким образом, в ЦАГИ разработана и опробована новая динамическая установка с соответствующей методикой для исследования нестационарных аэродинамических характеристик при быстром выводе моделей на сверхбольшие углы атаки. Полученные экспериментальные результаты будут использованы для разработки математических моделей, описывающих поведение нестационарных аэродинамических характеристик самолетов при динамических выходах на углы атаки а>90° .

Работа выполнена при поддержке РФФИ (проект 03-01-00918).

ЛИТЕРАТУРА

1. Авиация общего назначения. Руководство для конструкторов / Под. ред. В. Г. Мике-ладзе — Изд. ЦАГИ.— 1996.

2. Беговщиц В. Н., Колинько К. А., Миатов О. Л., Храбров А. Н. Использование метода линейной регрессии для обработки данных нестационарного аэродинамического эксперимента // Ученые записки ЦАГИ.— 1996. Т. XXVII, № 3 — 4.

3. Жук А. Н., Колинько К. А., Миатов О. Л., Храбров А. Н. Методика исследования нестационарных аэродинамических характеристик на режимах отрывного обтекания при колебаниях с большими амплитудами // Ученые записки ЦАГИ.— 1996. Т.

XXVII, № 3 — 4.

4. Виноградов Ю. А., Жук А. Н., Колинько К. А., Храбров А. Н. Учет динамики разрушения вихрей при математическом моделировании нестационарных

аэродинамических характеристик треугольного крыла // Ученые записки ЦАГИ.— 1997. Т.

XXVIII, № 1.

5. Дрейпер Н., С мит Г. Прикладной регрессионный анализ.— М.: Статистика.—

1973.

Рукопись поступила 27/ХІІ2002 г.