close

Вход

Забыли?

вход по аккаунту

?

Численное моделирование воздействия поперечного выдува струй на обтекание крыла..pdf

код для вставкиСкачать
учЕныE
ТОМ ХХlI
ЗАпИСКИ ЦArИ
1991
.м4
УДК 629.735.33.0 15.3.062.4
ЧИСЛЕННОЕ МОДЕЛИРОВАНИЕ ВОЗДЕЙСТВИЯ
ПОПЕРЕЧНОГО ВЫ ДУВА СТРУЙ
НА ОБТЕКАНИЕ" КРЫЛА
А. В. Петров
Разработан приближенный метод расчета обтекания крыльев произволь­
ной формы В плане с системой выдува осесимметричных струй вдоль
их размаха, ОСНОВ/lННЫЙ на теории тонкой н есущей вихревой поверхности
и моделировании струи линией стоков переменной интенсивности. П олучены
теоретические зависимости коэффицнента подъемной силы трапециевидного
.крыла от угла атаки, коэффициента импульса стр уи, положения сопла
относительно поверхности крыла по хорде и высоте, а также направления
выдува при выдуве струй вдоль размаха крыла и отклоненного закрылка.
Показаны возможности использования метода для определения оптимальных
параметров системы выдува. Дано сопоставление результатов расчета
крыла с экспесуммарных и распределенны х аэродинамических характеристик
.
риментал ьными данными.
Поперечный выдув струй (ПВС) позволяет улучшить аэродинамические
характеристики крыла при больших углах атаки и повысить эффективность
закрылков и органов управления при больших углах их отклонения [1--5].
Экспериментальные исследования систем ПВС, проведенные на крыльях раз­
личной формы в плане и на закрылках, свидетель ствуют о цеJlесообразности
использования ПВС не только для повышения несущих свойств крыла
на режимах взлета и посадки, но и для улучшения маневренных характеристик
и управляемости самолетов. Это обстоятельство вызывает необходимость как
подробных экспериментальных I:fсследований такого рода систем, так и разра­
ботки расчетных методов, позволяющих оценить влияние параметров системы
ПВС на аэродинамические характеристики крыльев.
Физические исследования показали, что улучшение обтекания крыла при
использовании ПВС происходит за счет уноса массы заторможенного воздуха
из области отрыва и присоединения потока к поверхности крыла за струей.
При этом обеспечивается безотрывное обтекание сложной пространственной
конфигурации, имеющей большую эффективную толщину и кривизну, чем
исходное крыло без струи. При больших углах атаки ПВС позволяет
реализовать и стабилизировать вихревое течение над верхней поверхностью
крыла [6]. При этом повышается 'Гак называемая вихревая подъемная сила
крыльев как с большими углами стреловидности, обтекание которых характери­
зуется наличием устойчивого вихревого течения над их верхней поверхностью,
так и крыльев с умеренными значениями углов стреловидности и удлинения,
у которых дополнительная вихревая подъемная сила обычно не реализуется
вследствие раннего по углу атаки разрушения вихревого течения у передней
кромки крыла.
12
Рис. 1
Анализ картины течения, полученной в гидротрубе [7], показывает, что при
выдуве струи вдоль размаха крыла (тонкая прямоугольная пластина с за­
остренной передней кромкой) образуется течение, подобное течению потока
идеальной жидкости, в котором размещена гидродинамическая особенность
типа стока или вихрестока (рис. 1, а). Это обстоятельство позволяет при
построении расчетной модели в рамках теории идеальной жидкост� основной
эффект ПВС, проявляющийся в деформации внешнего обтекания крыла за счет
уноса заторможенного потока из области отрыва в реальном течении, учесть
путем замены струи линией стоков, а дополнительный эффект вихреобразова­
ния -введением вихревых шнуров, сходящих с передней кромки крыла. Право­
.мерность такого моделирования струй подтверждается также удовлетво­
рительным согласованием результатов экспериментальных исследований
струй, вытекающих в набегающий поток по нормали к поверхности крыла, с
теоретическими результатами, полученными путем моделирования струи ли­
нией стоков [8] или набором гидродинамических особенностей типа стоков, ди­
полей и вихрей [9]. В работе [7] проведен анализ воздействия струи,
моделируемой вихрестоком, на обтекание плоской пластины бесконечно­
го удлине,НИЯ при Р<;lЗЛИЧНЫХ положениях струи по хорде и по высоте относи­
тельно пластины.
В настоящей статье предложен приближенный метод расчета аэродина­
мических характеристик крыльев произвольной формы в плане с механизацией
при выдуве струй вдоль размаха крыльев или отклоненных закрылков.
Метод базируется на использовании нелинейной теории несущей вихревой
поверхности [10] для расчета обтекания крыла при больших углах атаки
и линейной теории [11] для расчета крыла с отклоненной механизацией
в сочетании с набором гидродинамических особенностей типа распределенных
стоков, моделирующих струю. Метод позволяет определить влияние на суммар­
ные и распределенные аэродинамические характеристики крыла положения
сопла относительно поверхности крыла (по хорде, размаху и высоте) , а также
направления выдува относительно набегающего потока.
1. Метод расчета. Рассматривается обтекание потоком идеальной несжи­
маемой жидкости тонкой несущей вихревой поверхности с расположенной
вблизи нее линией стоков переменной интенсивности q (l), моделирующей
струю (рис. 2). Начало струи (положение среза сопла) определяется коорди­
а направление выдува - углами Х с И '" с'
натами х с> у С (у С * О), z
Образованными вектором скорости истечения струи из сопла Vc и плоскостями
системы координат уОг и хОг соответственно. Линия стоков совпадает с
известной траекторией струи, не пересекающей плоскость крыла и соответству­
ющей заданному КОЭффициенту импульса струи Cj
J / q S, где J - импульс
струи, q - скоростной напор набегающего п()тока, S - плошаllЬ крыла.
При численных расчетах несущая поверхность согласно методам llU, 11]
разбивается на конечное число панелей N, на каждой из которых
размещается подковообразный вихрь постоянной интенсивности Гп. В целом
вихревая система состоит из присоединенных вихрей, размещенных в плоскос­
ти крыла и свободных вихрей, сходящих с передних (носовая пелена) .
с'
=
<х>
<х>
13
у
НОf//lfО!ОЯ
ne.lleHO
Рис. 2
боковых (концевая пелена) и задних (кормовая пелена) кромок крыла,
установленного под произвольным углом атаки а к направлению набегающего
потока.
Величина циркуляции вихрей l� определяется при выполнении условия
непротекания в контрольной точке M(f.!, v) на каждой панели:
W�\.
+
W�\
+ W""
=
(1)
О,
где W�v, W�v и W"" - нормальные к поверхности крыла компоненты
скоростей, индуцируемых в контрольных точках соответственно присоединенны­
ми и свободными вихрями, линией стоков и набегающим потоком:
WI'
I'V
N
- __
1
-
4п
I' V
\' Г
� ij· aij ,
(2)
i./=I
где a!j'"- функция влияния соответствующих вихрей на данную контрольную
точку;
WqI'V
-
1�
4
-
n
qk(l)
-2-
L
р
•
cos ( п,
р)
dl
1
т
-2-
- -
4n
=1
р.
р
-
�l ,
(3)
где р
..;(� f.!)2 + (<; и)2 + '12 расстояние от середины k-ro участка
линии стоков, определяемой координатами (�, '1, <;), до данной контрольной
точки с координатами (f.!, v), Р - единичный вектор в направлении, соединяю­
щем контрольную точку с серединой k-ro участка, n
нормаль к поверхности
крыла, qk(l) - погонная интенсивность k-ro участка линии стоков,
=
-
-
-
-
W""
=
V"" sin
а,
(4)
где V"" - скорость набегающего потока.
Искомая циркуляция вихрей Гп определяется в результате решения системы
линейных алгебраических уравнений N-ro порядка итерационным способом.
По известным значениям циркуляции rij и скоростей в средних точках
присоединенных вихревых отрезков определяются как распределенные, так
и суммарные аэродинамические характеристики крыла при заданных парамет­
рах траектории струи и законе изменения интенсивности стоков вдоль оси
струи.
14
Траектория струи, выдуваемой в область безотрывного течения на крыле,
может быть определена в первом приближении по уравнению для струй
в поперечном потоке [1 2]:
-
где.кс
xcfb
относительное положение сопла по хорде крыла, х. и г. - коор­
динаты k-ro участка струи, отнесенные к диаметру сопла dc' V. - местная
скорость в области k-ro участка струи, определяемая при расчете обтекания
крыла при Cj
О и уточняемая в последующих итерациях. Траектории
струй, рассчитанные по уравнению (5) , удовлетворительно согласуются
с результатами экспериментальных исследований течения на поверхности крыла
при углах атаки а < 10°.
. При расчете выдува высоконапорных струй (при больших значениях
коэффциента импульса Cj > 0,1) в область развитого отрыва (V. � О)
дЛЯ упрощения траекторию струи можно заменять прямой линией
=
=
(6)
что согласуется с данными опытов.
Интенсивность стоков определяется эжекционными свойствами струи.
V.
Эжектирующее действие струи, вытекающей в покоящуюся среду (V
О) , обычно моделируется линейным законом распределения интенсивности
стоков по оси струи, полученным на основе обработки опытных данных
по измерению массы струи [ 1 2, 13]:
ас
=
=
=
q(l/dc)
=
0,132 + 0,0476(l/dJ.
(7)
в работах [8, 9] указывается на прикципиальную возможность су­
щественного увеличения эжекционных свойств струи в поперечном потоке
по сравнению с истечением ее в покоящуюся среду. Согласно [9]
интенсивность стоков, моделирующих струю в поперечном потоке, зависит от
скорости набегающего потока:
(8)
( �:' � - коэффициент формы струи, а член т(п с переменной мас­
где А
сой определяет экспоненциальный характер изменения массы струи в попе­
речном потоке.
Аналогичное выражение для интенсивности стоков, моделирующих эжек­
ционные свойства струи, может быть принято для струи, выдуваемой
вдоль размаха крыла:
-
где 8
эмпирический коэффициент, учитывающий влияние крыла в зависимос­
ти от интенсивности выдува и параметров системы ПВС (8
1 в от­
сутствии крыла). Величины А (V./V С' г.) и т(г.)· определяются согласно
[14] для струй в поперечном потоке с траекториями, описываемыми урав­
нением (5) . В случае струй с прямолинейными траекториями (уравнение 6)
3-й член в уравнении (9) равен нулю.
=
15
По известной интенсивности
CTOK(jB
определяется коэффициент расхода
Cq струи, который связан с коэффициентом импульса струи Cj в выходном
сечении сопла:
(10)
эжекционного действия струи по приведенному выше
Моделирование
,
ура-внению (9) позволяет рассчитать аэродинамические характеристики крыла
при выдуве струи вдоль его размаха, которые удовлетворительно согласу­
ются с экспериментальными данными при соответствующем выборе коэффици­
ентов А и В.
2. Результаты расчетов. РазработщlНЫЙ метод расчета позволяет оценить
влияние основных параметров системы ПВС (положения сопла по хорде
крыла и по высоте над его поверхностью, направления выдува) на аэроди­
намические характеристики крыла в широком диапазоне углов атаки. Сопостав­
ление теоретических зависимостей коэффициента подъемной силы от угла
атаки, полученных по нелинейной расчетной схеме*, с результатами испытаний
модели самолета с трапециевидным крылом** показывает (рис. 3) , что
теоретические зависимости Су( а)*** достаточно хорошо отражают особенности
изменения подъемной силы крыла с системой ПВС по углу атаки,
особенно при большой интенсивности выдува. Нелинейное увеличение коэффи­
циента подъемной силы крыл� с ПВС при увеличении угла атаки
свидетельствует о формировании вихревого течения над верхней поверхностью
крыла. Это подтверждают рассчитанные поля векторов скоростей в сечении
крыла i
0,346 при угле атаки а
200 (рис. 1, б) . Теоретическая
картина течения качественно согласуется с экспериментальной, полученной
в гидротрубе (см. рис. 1, а). При отсутствии выдува (Cj
О) на крыле
данной формы устойчивое вихревое течение и дополнительная подъемная
сила не реализуется (см. рис. 3) .
Использование метода расчета позволяет определить оптимальные пара­
метры системы ПВС на крыле заданной формы в плане (рис. 4, а).
Результаты расчетов, удовлетворительно согласующиеся с экспериментальными
данными, показывают, что относительная величина коэффициента подъемной
силы ёу (величина Су отнесена к значению коэффициента подъемной силы
при оптимальном значении угла выдува О(сопт) крыла зависит от направления
выдува, причем оптимальное значение угла выдува Хсопт уменьшается при уда­
лении сопла от передней кромки крыла.
Аналогичные результаты получены при расчете и экспериментальных
исследованиях системы ПВС на закрылках крупномасштабной модели самолета
в аэродинамической труб� Т -1О 1 ЦАГИ* (рис. 4, б) . Результаты эксперимента
и расчетов, выполненных по линейной схеме, указывают на существенную
зависимость коэффициента подъемной силы крыла с отклоненными закрыл­
ками ( бз
500) от направления выдува и положения сопла по хорде
закрылка .хС3
Хсз/ Ьз' Оптимальные значения угла выдува уменьшаются при
перемещении сопла к задней кромке закрылка, а наибольшие величины
коэффициента подъемной силы достигаются при расположении сопла на относи­
тельном расстоянии .хС3 � 0,75 от оси поворота закрылка.
На рис. 5 приведено срав�ение приращения аэродинамической нагрузки
на крыле от системы ПВС, полученного экспериментально в работе [4]
и расчетом по линейной схеме. Видно, что расчет по предложенному
=
=
=
=
=
•
Расчеты выполнены А. А. П нскаревым.
Опыты проведены автором совместно
с Н. М. М итро хиным в аэродинамической
трубе T-102 ЦАГИ.
(Хс = 400)
••• Зависимости Су (а) получены для струй с прямолинейными траекториями
при фиксированных значениях коэффициента расх ода Cq• указанных на рис. 3 .
••
•
16
Эксперимент проведен автором совместно с Е. М. Золотько
И
Н. М. Митрох иным.
<t=15! �·o jff.:!.5. i.CPC·O
.
y ...o-iV.
- -ъ..,.
liiy"rx�)
,nро
----+�-{ХС>--.
I
I
.
хс·о, 125
---_._.---./..
X� оnт
• о "lfсnераненm
.-рас'Iеm
ХС -0,27
Хс -'10
Фс- "
О
4) О
1,0
0,5
о
о
10"
Рис. 3
Рис. 4
«,-;'
6t.,
о
--
'��fНi"N/If, c,-о,Н
paf'ltl11
\
\
\
Рис. 5
методу позволяет учесть ос обенности в лияния струи на распределение
аэродинамическо й нагрузки по крылу.
Удовлетворительное согласование результатов расчетов с опытными дан­
ными свидетельствует о достаточной надежности раз работанного метода
и возможности его использования ДЛЯ приближенной оценки аэродинамических
характеристик кр ыльев с системами ПВС в широком диапазоне углов
атаки и оп тимизации параметров этих систем.
17
ЛИТЕРАТУРА
1. Di х оп С. J. Lift augmentatian Ьу ·Iateral bIowing over а lifting
surface.- AIAA Рар. N 69-193, 1969.
2: Со r n i s h J. J. High lift ipplications of spanwise bIowing.- ICAS
Рарег N 70-09, 1970.
3. Di х оп
С. J. Lift and control augmentation Ьу spanwise
bIowing over trailing edge flaps and control surface.- AIAA Рар. N 72-78\,
1972.
4. Di x o n С. J., T h e i s e n J. G. Sc r u ggs R. М. Theoretical
and experi mental investigations of vortex lift control Ьу spanwise bIowing:
vol. 1 АО-77\ 290, vol. 11 АО-771304, 1973.
5. Н у г м а н о в З. Х. Экспериментальное исследование влияния про­
дольной струи воздуха на аэродинамические характеристики крыла.­
Изв. В1Зов, Авиационная техникц, \974, N2 1.
6. В о'ж Д а е в Е. с., Г о л о в к и н В. А., Г о л о в к и н М. А.,
Г о р б а н ь В. П. . С и м у с е в а Е. В. Ликвидацня «взрыва» внхрей
на треуголы\мM крыле с помощью выдува локальной струи в окрестности
ядра внхря.-' Ученые записки UАГИ, \986, т. \7, N2 2.
7. Г о р е л о 13 Ю. А., П а в л о в е ц Г. А. Обтекание пластинки в при­
сутствии вихрестока.- Ученые записк'и UАГИ, \978, т. 9, N2 3.
8. Т а г а н о в Г. И. к теории подсасывающего действия струи
.в поперечном потоке.- Труды UАГИ, \969, вып. \172.
9. Г о р е л о в Ю. А., В и с к о в А. Н., Ф и л л и n о в а Н. М. Расчет
поля скоростей и давлений, индуцируемых струей в сносящем потоке.­
Труды UАГИ, 1972 , вып. 14\2.
10. Б е л о ц е р к о в с к и й С. М., Н и ш т М. И. Отрывное и безотрывное
обтекание тонких крыльев идеальной ЖИДКОСТЬЮ.-М.: Наука, 1978.
11. Б е л о ц е р к о в с к и й с. М. Тонкая несущая поверхность в Дозву­
ковом потоке газа.- М.: H;IYKa , 1965.
12. И в а н о в Ю. В. Некоторые закономерности свободной круглой
струи, развивающейся во внешнем поперечном потоке.- Изв. АН СССР,
ОНТ, 1954, N2 8.
13. А б Р а м о в и ч Г. Н. Теория турбулентных струЙ.-М.: Физматгиз,
1960.
14. В и с к о в А. Н., Г о р е л о в Ю. А., М и т р о х и н Н. М., Ф и л и п­
n о в а
Н. М. Распределенне статического давления около струи круглого
сечения, вытекающей перпендикулярно нижней поверхности треугольного
крыла в набегающий поток.-Труды UАгИ, 1970, вып. 1273.
.
Рукопись поступила 2/111
1990
г.
Документ
Категория
Без категории
Просмотров
16
Размер файла
265 Кб
Теги
крыла, моделирование, обтекании, воздействия, струй, pdf, выдува, поперечно, численного
1/--страниц
Пожаловаться на содержимое документа