Глава III. Вихревая структура отрывных течений на прямом и скользящем крыле.

Данная глава посвящена экспериментальному изучению вихревых структур, возникающих внутри области срыва на моделях прямых крыльев и в зависимости от геометрии крыла и угла скольжения. Дело в том, что отрыв потока на крыле с нулевым углом скольжения исследован уже достаточно хорошо, однако данных о влиянии этого фактора на вихревую картину течения пока известно очень мало. В тоже время, малоразмерные летательные аппараты могут попадать одновременно в режим срыва и в режим скольжения из-за большого влияния порывов ветра на их обтекание и поэтому такие режимы требуют внимательного изучения.

Результаты проведенных экспериментов, описанных в данной главе, были опубликованы в работе [121].

3.1. Условия проведения эксперимента.

Эксперименты были проведены в дозвуковых аэродинамических трубах Т-324 и МТ-324 на моделях крыльев № 1 — 4. Каждая модель помещалась в рабочую часть и жестко закреплялась с помощью специального кронштейна к нижней поверхности рабочей части. Крепления крыла, кронштейн имели удобообтекаемый профиль и на поток существенного влияния не оказывали. Основным методом исследований картины течения была «саже-масляная» визуализация. Следует отметить, что картина течения на поверхности модели сильно зависит от угла атаки. В экспериментах модели устанавливались под достаточно большими углами атаки, при которых наблюдается срыв потока с передней кромки. Этот угол атаки определялся при помощи наклеенных на поверхность модели шелковинок, показывающих направление потока. Дело в том, что при достижении угла атаки, на котором происходит срыв, на поверхности модели возникает возвратное течение от задней кромки к передней. Поиск угла атаки, на котором происходит срыв, проводился на моделях, установленных под нулевым углом скольжения. Визуальное обнаружение возвратного течения по направлению шелковинок от задней кромки к передней служило признаком существования срыва потока. Затем шелковинки убирались, и все последующие эксперименты проводились уже на данном угле атаки, который не изменялся в ходе продувки. Объектом исследований была структура течения внутри области отрыва. После проведения эксперимента характерные картины течений фотографировались.

3.2. Зависимость структуры обтекания от удлинения крыла.

Описанные в этом разделе исследования должны были дать ответ на вопрос о влиянии краевых условий на образование парных крупномасштабных вихрей в области срыва. Дело в том, что в упоминаемых выше работах обнаруживалась только одна пара вихрей в области срыва [54, 57, 62, 64, 95, 96]. Однако, при отрыве турбулентного пограничного слоя в задней части крыла всегда образовывалось несколько пар вихрей. Поэтому высказывались предположения, что в области срыва большое влияние оказывают краевые эффекты, и поэтому вихри образуются только у боковых кромок модели. Для того чтобы проверить эти предположения, эксперименты были проведены на моделях с разным удлинением, что позволило оценить влияние краевых эффектов на картину течения. Полученные результаты показаны на рис. 3.1. Здесь приведены картины течения при срыве потока на моделях крыльев с удлинением от 0,7 до 9,8 в диапазоне скоростей потока от 10 до 30 м/с. В этих экспериментах впервые было зарегистрировано образование при срыве не одной, а двух пар вихрей на крыле большого удлинения. Направление потока — сверху вниз.

На рис. 3.1 (а) показана картина течения на крыле № 1 малого удлинения. Скорость потока составляла 11,5 м/с, угол атаки - а = 21°. Яе = 2,2 * 10⁵ по хорде. Хорошо видны два вихря вблизи передней кромки по бокам модели. Впервые аналогичные картины были опубликованы в работах В.Я. Нейланда с соавторами [61, 62, 63]. Было показано, что «возникновение при некотором угле атаки отрыва потока в носовой части крыла приводило при сильном взаимодействии концевых вихревых жгутов с пограничным слоем к скачкообразному развитию сложного вихревого течения с обширной циркуляционной зоной в середине крыла. Дальнейшее увеличение угла атаки не сказывалось на положении и размерах циркуляционной зоны» [61,62, 63]. Следует пояснить, что в указанных работах угол атаки а модели постепенно увеличивался в ходе эксперимента, в то время, как в нашем случае модель устанавливалась на выбранном угле атаки до начала продувки. Тем не менее, результаты очень похожи.

На рис. 3.1 (б) показана картина течения на модели № 2 умеренного удлинения. Скорость потока составляла 10 м/с, угол атаки - а =14°. Яе = 0,7 * 10⁵. В области отрыва на поверхности модели также присутствуют два вихря, и они расположены в центральной и задней части модели. Между вихрями существует возвратное течение от задней кромки вихря к передней, и затем растекание от центра модели в трансверсальном направлении, вдоль линии растекания направо и налево к фокусам вихрей. В передней части модели существует застойная зона, расположенная между линией отрыва потока у передней кромки модели и уже упомянутой линией растекания.

На рис. 3.1 (в) показана картина течения на модели № 3 среднего удлинения. Скорость потока составляла 30 м/с, угол атаки - а =12°. Яе = 3,9 * Ю³. В отличие от описанных выше результатов, в данном случае не наблюдается ярко выраженных фокусов вихрей, но в целом сохраняется течение с двумя вихрями, наиболее хорошо заметное по краям модели.

На рис. 3.1 (г) показана картина течения на модели № 4 большого удлинения. Скорость потока составляла 29 м/с, угол атаки - а = 12°. Яе = 1,9 * 10⁵. Оказалось, что в данном случае (при увеличении удлинения до 9,8) в области срыва возникает две пары вихрей. Эти результаты показывают, на взгляд автора, что появление вихрей в области срыва связано не только с

влиянием краевых эффектов. По-видимому, есть некий предельный размер вихревой пары, и если размах крыла больше этого предельного размера, то образуется уже не одна, а две вихревые пары.


•« с—х	—►
о.	.О

\ т X

(а). Крыло малого удлинения X = 0,7.

(б). Крыло умеренного удлинения X = 2.

4 - '

\ \

1 i

к i

к ¿

к i

(в). Крыло среднего удлинения X = 4,8.

(г). Крыло большого удлинения X = 9,8. Рис. 3.1. Зависимость вихревой структуры течения от удлинения крыла.

3.3. Процессы перестройки структуры вихревого течения на поверхности моделей крыльев разного удлинения в зависимости от угла скольжения.

Целью, проведенных экспериментов, описанных в данной главе, было изучение вихревых структур, возникающих внутри области срыва на моделях прямых крыльев, и их зависимость от угла скольжения. Дело в том, что отрыв потока на крыле с нулевым углом скольжения исследован уже достаточно хорошо, однако данных о влиянии этого фактора на вихревую картину течения пока известно очень мало. В то же время малоразмерные летательные аппараты могут попадать одновременно в режимы срыва и скольжения из-за большого влияния порывов ветра на их обтекание, и поэтому такие режимы требуют внимательного изучения.

Для исследования влияния угла скольжения (угол между направлением набегающего потока и передней кромкой) при срывном режиме обтекания модели поворачивались на своих подставках так, чтобы этот угол составлял ноль, 15, 30 или 45 градусов. Данные эксперименты проводились на трех моделях крыльев № 2, 3 и 4. Принципиальное различие между этими моделями в том, что при обтекании без скольжения на крыле № 2 и № 3 образуется одна пара вихрей, а на модели № 4 большого удлинения - две пары вихрей. Скорость потока в экспериментах была в диапазоне от 15 м/с до 30 м/сек, угол атаки 12 градусов.

3.3.1. Крыло умеренного удлинения.

На рис. 3.2 показаны картины течения на поверхности модели № 2. Скорость набегающего потока 15 м/с. Яе = 1 * 10⁵. Угол атаки составлял а =12°. При нулевом угле скольжения Р (рис. 3.2, а) на поверхности модели наблюдается возвратное течение от задней кромки крыла к передней и растекание из центральной части к боковым кромкам. При повороте модели на угол скольжения 15 градусов картина течения существенно изменилась (рис. 3.2, б). Образовалась так называемая «застойная зона» вблизи передней кромки и один крупномасштабный вихрь. При увеличении угла скольжения до 30 градусов (рис. 3.2, в) «застойная зона» значительно уменьшилась в размерах и сместилась ближе к левому краю. На большей части крыла наблюдается присоединённое течение.

б. Угол скольжения (3=15.

Рис. 3.2. Зависимость вихревой структуры от угла скольжения на крыле

в. Угол скольжения (3 = 30.

а. Угол скольжения (3 = 0.

удлинения Х = 2.

3.3.2. Крыло среднего удлинения.

На рис. 3.3 показаны картины течения на поверхности модели № 3 с удлинением 4,8. Скорость набегающего потока 30 м/с. Яе = 3,9 * 10^э. Угол атаки составлял а =12°. При нулевом угле скольжения (рис. 3.3, а) картина течения при срыве характеризуется существованием одной пары вихрей, хорошо заметных у боковых кромок модели. При повороте модели на угол скольжения 15° картина течения существенно изменилась (рис. 3.3, б). Размеры левого вихря значительно уменьшились, при этом части модели доминирует правый вихрь, закручивающий поток по часовой стрелке. Еще более кардинально изменилась картина течения при увеличении угла скольжения до 30°. В этом случае на поверхности модели вместо пары вихрей остался только один вихрь, сдвинувшийся к левому краю модели, и вращающийся по часовой стрелке (рис. 3.3, в). При достижении угла скольжения р = 45° на всей поверхности наблюдается присоединенное течение (рис. 3.3, г).

С целью сопоставить картины саже-масляной визуализации и распределение давления по поверхности крыла, были проведены пространственные измерения с помощью насадка статического давления. Измерения проводились с шагом 10 мм по хорде и по размаху. Область измерения простиралась от оси симметрии модели до, приблизительно, Ул части размаха. Измерения показали, что для прямого крыла без скольжения (рис. 3.4, а) при срыве потока распределение давления, даже вблизи от оси симметрии крыла, носит трехмерный характер вследствие влияния концевого вихря, но градиенты давления небольшие. На передней кромке крыла обтекаемого со скольжением (рис. 3.4, б) в зоне центра вихря давление минимально и увеличивается от центра к краю крыла и от передней кромки к задней. Кривая распределения давления по оси симметрии вдоль хорды (рис. 3.4, в) для крыла без скольжения имеет вид, характерный для срывного обтекания, а для крыла с углом скольжения Р = 30°, из вида кривой следует, что в этом сечении срыва нет, течение присоединенное. Оказалось, что на скользящих крыльях области отрывного вихревого обтекания могут близко соседствовать с областями безотрывного присоединенного течения. Это обстоятельство накладывает более строгие требования к выбору места установки датчиков давления для систем, дающих информацию о угле атаки крыла. Датчики должны располагаться не только по линии хорды, но и по размаху крыла. Конкретное положение и требуемое количество датчиков зависят как от стреловидности крыла, так и от его удлинения.