close

Вход

Забыли?

вход по аккаунту

?

Распределение давления в сечениях прямоугольного крыла (лопасти) при криволинейном движении в несжимаемой среде..pdf

код для вставкиСкачать
УЧЕНЫЕ
То..,
ЗАПИСКИ
Х
ЦАГИ
М2
1979
удк 629.735.45.015.3.035
РАСПРЕДЕЛЕНИЕ ДАВЛЕНИЯ В СЕЧЕНИЯХ
ПРЯМОУГОЛЬНОГО КРЫЛА (ЛОПАСТИ)
ПРИ КРИВОЛИНЕЙНОМ ДВИЖЕНИИ В НЕСЖИМАЕМОЙ СРЕДЕ
л. С. Павлов
Показано
влияние
изменения
распределение давления
нейном движении.
в
вектора
сечениях
скорости по времени на
крыла
(лопасти) пр!! криволи­
Для дальнейшего совершенствован ин аэродинамического расчета несущего
воздушного винта необходима информация экспериментального характера об
аэродинамических характеристиках сечения крыла (лопасти) при
криволинейном
движении. для получения такой информации крыло должно работать в условиях,
приближенных к условиям работы лопасти несущего винта. Ниже предлагается
обсуждение результатов опыта на несущей поверхности, условия работы кото­
рой были сложнее, чем у крыла при равномерном прямолинейном движении,
и проще, чем у лопасти, работающей в составе несущего винта при косом обте­
кании. Такие условия могут быть получены на прямоугольном в плане крыле,
сечения
которого
перемещаются
по
траекториям,
соответствующим
проекциям
на плоскость вращения траекторий движения сечений лопасти. Форма траекто­
рий зависит от составляющих движения: вращения с постоянной угловой ско­
ростью w И прямолинейного перемещения с постоянной скоростью V. в зависи­
мости от значений <», V И положения сечения на лопасти (крыле) r форма тра­
ектории изменяется. для определения аэродинамических свойств сечений крыла
измерялись
от
углов
р (а:,
распределения давления. давление в сечении такого крыла зависит
атаки,
'1., W).
мени: а (t),
В
Х
скольжения
свою
и
модуля
вектора скорости набегающего потока:
очередь параметры движения
(1,
Х и
W
изменяются во вре­
(t), W и)·
Даже в таких, упрощенных 110 сравнению с лопастью, условиях взаимодей­
ствие крыла с окружающей средой остается сложным. Поэтому с целью даль­
нейшего упрощения условий работы крыла был зафиксирован геометрический
угол установки (атаки) крыла, а ось вращенин направлена по нормали к направ­
лению поступательного перемещения . В результате истинный угол атаки в сече­
ниях крыла мог изменяться только от индуктивной скорости. Опыты проводи­
лись В открытой части аэродинамической трубы на модели, состоящей из крыла
(лопасти), которое крепилось к вращающемуся валу через втулку, заключенную
в обтекатель, и балансировочного груза (рис. 1). Радиус вращения концевого
сечения
крыла
равнялся
1,2 м,
хорда
крыла -
0,15 м,
профиль -
NACA-OOI2.
Крыло - плоское, прямоугольной формы в плане, жесткое на изгиб и кручение.
Оно имело в десяти сечениях устройства для измерения переменного во време­
ни избыточного давления в различных точках контура. Измерительные сечения
располагались между 0,2 ~;:
-< 0,9
через 0,1 и на
r=
0,95 и 0,99. Устройства со­
стояли из дренажных трубок, уложенных по контуру сечений крыла, и элект­
рических индуктивных датчиков давления ДМИ-О,I. Одна полост\> каждого дат-
104
чика
гая -
давления КОРОТI\?Й трубочкой сое д инядась с дренажной трубкой, а дру.
с невозмущенно" атмосферой Ан е lIотока. д 'lЯ передачи аПfOсферного
давлепин 1\ датчика'м на вращаюruУЮСII лопасть служил сп е циал"ный
передаТЧИI\
давления. Расположение датчиков давления вблизи измерительного с е чения на
крыл е (лопасти) позво л ило свести к МИНИМУМУ 8мплитудно·фазовые искажения
при tlзмеренин переменного во времени давления . С поверхностью I\рыла дре­
нажная трубка сообщалась через отверстие диаметром 0,7 мм. На верхней поверх­
IfO С ТИ каждого сечения было сделано
18
отверстий, на нижней -
10.
Все отаерс -
-11')---
.....
<:::>"
12
Рис.
тия, кроме
OaHOI' O, закрываJlИСЬ герметичной смазкой, для измерения распреде­
ления давления
одного
1
по
отверстия
контуру
к
сечения
опыты
повторялись
заново
при
переходе
от
другому.
В опытах оставались неизменными геометрический уго д атаки (установки),
равный 8°, угол между плоскостью вращения и направлением поступательного
перемещения ан = О и частота вращения вала, равная 3501 / мин. Изменялась толы\o
величина скорости поступательного перемещения от О до 35,5 м / с чер е з 4,6 м / с
И,1И в относительных величинах
17 = V/fJJR = 0+0,81.
При измерении нестационарных давлений на поверхности вращающихся
объектов важное значенне имеют точность измерения и достоверность получа­
емых релультатов. В обсуждаемых опытах величина случайных погрешностей
не превосходил а 5 - 7% от наибольшей величины измереllНОГО давления. При
одинаковых значениях коэффициента нормальной силы и числа Рейнольдса в
ПЛОСКО'параллельном
потоке
распределение
давления
по
хорде
центрального
сечения обычного прямого крыла (см. работу Пав.'10ва Л. С.)* и испытаниого
крыла (лопасти) оказалось одинаковым. Из сказанного следует , что результаты
обсуждаемых
OllblTOB
Известно.
что
дополнительных
являются достоверными.
усложнение
параметров,
условий
работы
характеРИЗУЮЩIIХ
крыла
приводит к появдению
азродииамические
нагрузки.
Например, при равномерном прямолинейном движении и одинаковых величинах
угла атаки в скоростной системе осей координат коэффициент давления крыла,
расположенного в потоке произвольно (скользящее крыло ) , уменьшается про­
порционально
cos.,.
по
сравнению с прямым крылом. Криволииейное движение
крыла при равномерном вращеиии и плавном обтекании практически ие оказы­
вает влияния на распределеиие давления . Результаты
подтверждают зтот факт, установленный ранее.
lIoro
* nавлов
данных
опытов
также
Л. С. Обтекание центральных сечений скользящего прямоуголь­
крыла потоком несжимаемой жидкости. Труды ЦЛГИ, вып. 1617, 1974.
10б
Пред.ставляет интер е с распре д еление дав ле ния в сечениях крыла при не­
paBHo~lepHoM ' криво л инейномдвиж еН НlI , при котором взаимодействие среды и
крыла IIQСИТ lIеста, ционарный характер . Обсуждение результатов опыта ведется
путем сопоставлениil да' вления в центральном сечении крыла, расположенного
в потоке произвольно и движущегося равномерно и прямолинейно, и в сече '
НИilХ
крыла -
нейном
при
криволинейном · движении. Предполагается, что при криволи­
движен 'ИИ
отл'ичие
в
распределении давлен 'ия ' обусловлено изменением
модуля' вектора скорости, а не направления . Поэтому зависимости р (х) обоих
крыльев
сравниваются
при
одинаковых
значениях
углов
Эквивалентом угла атаки здесь является величина Су"
геометрическую,
т'ак
и
индуктивную
его
части.
атаки
и
скольжения.
позволяющая учесть как
Коэффициент
давления полу­
чен делением величины избыточного давления на скоростной напор, ПОДСЧИ­
танный
по полной
скорости
набегающего потока
без
учета
индуктивной:
w = У(ыг + Vsiпф)2 + (\- соsф)2.
Распределение давления в центральном сечении крыда,движущемся равно­
мерно
и
прнмолинейно,
было определено в другом
опыте обычным пневмомет­
рическим способом. Крыло имело размах 1,8 м, хорду 0,30 м, профиль
И прямоугольную форму в плане. для обзора результатов опыта на
приведены зависимости
jj (х)
NACA-0012
рис.
2- 5
обоих крыльев для различных значений V. У крыла
(лопасти) при криволинейном движении за характерное принято сечение на
носительном радиусе
r = r/R = 0,8 . На
от-
рисунках приведены схемы с изображе­
нием модели, поля
скоростей
набегающего
жгута, отходящего от конца Kpы.~a (лопасти) .
на
.10пасти
потока
и
вихревого
При выбранной форме криволинейного движения крыла Нllправление и мо­
дуль
вектора
резко при
сечениям
ния
180°
скорости
находятся
вдоль
набегающего
< ф < 360°.
в
соответствин
траектории .
потока
в
сечениях изменяется особенно
Видно, что отклонения в распред е лении давления по
с
характером
изменения
параметров
движе­
На участке траектории между
'.!J ::::: О и 180°, на котором
величины суммарной скорости и угла скольжения изменяются ()тносительно мед­
ленно, распределение давления на крыле
при криволинейном движении практи­
'Iески
на
не
отличается
от
распределения
крыле,
движущемся
прямолинейно. На участке траектории между ~=!80 0 и
ления
становится
таким,
что
элементарная
масса
3600
воздуха
равномерно 11
характер распреде­
после разгона на носо­
вой части испытывает более си л ьное, чем в равномерном прямолинейном дви­
жении, влияние повышающегося д авления при приближении к хвостовой части
сечения. Это приводит к потере скорости вдоль хорды и к последующему пово­
роту течения в диФФУЗ0РНОЙ области в сторону внешнего конца крыла (лопасти)
13'
'-I
\
-1
.
.
"
,
t
1
•
о
Рис.
2
nHelMOMempulfeCKUii. мето4
iJaHHlJl/l опыт
-1
0,5
V=o; СJI=4Д'iе=~1f2'1О~
х.=о
I .
Рис.
ТJ
3
ii
~\
\,
)
р
-2
/
-1
Рис.
4
под действием центробежных сил. Опнсанная картина течения на крыле при
криволииейном движении наблюдается на лопастях несущего винта в горнзон­
тадьном полете при визуаЛЫiЫХ IIсследоваНIIЯХ. При таком взаимодействии кры­
ла и
среды
подъемная
сила
должна
возрасти
по
сравнению
с
молинейным движением прямого крыла, когда замороженный
от
равномерным
поток
пря­
отделается
поверхности.
Известный интерес представляет непосредственное соприкосновение крыла
с собственным вихревым жгутом,
которое имеет место только
при
криволиней­
ном движении. На рис. 6 приведено и з менение давления в точке х
верхней РВ
и
нижней р" поверхностях
крыла в двух СЛу. чаях: при
= 0,06
на
перемеще­
нии вихревого жгута поперек KpblJ1.a (лопасти) от конца К комлю (V = 0,157,
<)i';" 900) и при перемещении вихревого жгута вдоль "рыла ( л опасти) от пер.ед-.
ней к задней кромке (V = 0,263, Ф = 450). Видно, ч т о аэродинамическое · нагруже­
ние в первом случае изменяется постепенно, а во втором мгновенно по всему
крылу (лопасти) . Если подоб ны е явления аэродинамического характера встреча-
107
70~
-2
-( '
~),
\
-1
"
/
-1
'---/
v· о ;
c S
yl
0,55; lIе·о,'12 ·ю
6
1
Рис .
5
СВЧ8"/J.С
/1ерк
l-r-02
2 - 0.1
] - 0.1J
If- ~5
s- 6
6 - 0.7
7 -118
В
-11.9
9-495
Рис.
ются
В
летной
практнке,
то
они,
деформацин и по тону колебания
нестационарности
щего с я
изменение
криволинейно,
HIJ..J
1-;<-02
z', - 0,1
V. ~}
=
У, -~6
6 -
7
9; -
0;95
7, - ~B!l
8 -
6
по-видимому , вызовут разные по характеру
лопасти.
распре д е л ения
При 9ТОМ в области малого влияния
давления
при одинаковы х значениях
в
Су!
сечениях
крыла,
практически
движу­
совпадают
с из м енением д авления в сечении кры ла при равномерном и прямолинеilном
д вижении, когда соприкосновение с с обственн ым вихревым жгутом отсутствует.
Сле д овательно, в 9ТОЙ области влияние индуктивных скоростей может быть
сведено к изменению у глов атаки сечений без уточнения распр е деления индук­
тивных скоростей вдоль хорды.
Ру"оnись nостуnuла
17//1 1978
~.
Документ
Категория
Без категории
Просмотров
9
Размер файла
1 988 Кб
Теги
прямоугольного, среды, крыла, движение, лопасти, pdf, давления, сечения, распределение, несжимаемой, криволинейных
1/--страниц
Пожаловаться на содержимое документа