X, мм Область измерений

200 -300

-200 -100 б) Изобары статического давления. Угол скольжения р

Ср

-1.4 -0.8 -0.2

в) Распределение давления вдоль хорды по оси симметрии модели.

Рис. 3.4. Распределение статического давления на поверхности модели с

= 30°.

удлинением X = 4,8.

3.3.3. Крыло большого удлинения.

Далее исследовалось влияние угла скольжения на модели № 4 с большим удлинением, равным X = 9,8. Скорость набегающего потока 29 м/с. Яе = 1,9 * 10⁵. Угол атаки составлял а =12°. На поверхности модели при обтекании без скольжения (рис. 3.5, а) в области отрыва имеются две вихревые пары, как это было отмечено выше. При р = 15° в левой части модели сохранилась вихревая пара, но произошло присоединение потока на правой части модели (рис. 3.5, б). Здесь линии тока на поверхности модели направлены от передней кромки к задней, но вдоль задней кромки существует течение в левую часть модели к фокусу вихря. При увеличении угла скольжения Р до 30° вихри на поверхности модели полностью исчезли, (рис. 3.5, в), однако сохранилось течение справа налево вдоль задней кромки модели.

в) Угол скольжения 30°.

Рис. 3.5. Зависимость вихревой структуры от угла скольжения на крыле

удлинения X = 9,8.3.4. Выводы к главе III.

1. Проведены экспериментальные исследования вихревых структур, возникающих внутри области срыва на моделях прямых крыльев в зависимости от геометрии крыла и угла скольжения.

2. Получены картины течений на поверхности моделей крыльев разного удлинения и при разных углах скольжения.

3. Показаны процессы перестройки структуры вихревого течения на поверхности моделей крыльев разного удлинения в зависимости от угла скольжения.

4. Установлено, что на крыле большого удлинения при отрывном течении «, образуются две пары вихрей, т.е. можно сделать вывод, что появление таких парных вихрей не является влиянием краевых эффектов, но является фундаментальным свойством отрывных течений.

5. Показано, что появление угла скольжения приводит к возникновению несимметричных вихревых структур, и, при большом угле скольжения, к их полному исчезновению.

Глава IV. Управление обтеканием модели с помощью локального вдува воздуха.

Изучение отрывных течений имеет большое практическое значение для нового направления в авиации - малоразмерных летательных аппаратов различного назначения, которые в настоящее время получают все более широкое распространение. Связано это с несколькими причинами: их экономичностью, уникальными летными характеристиками, малой уязвимостью и т.д. Полетное число Рейнольдса по хорде крыла у таких летательных аппаратов лежит в диапазоне Яе = 10⁵ - 10⁶. В настоящее время существует настоятельная необходимость улучшения летных качеств малоразмерных летательных аппаратов. Дело в том, что используемые на таких аппаратах классические дозвуковые профили крыла на малых (докритических) углах атаки имеют большое сопротивление в результате образования обширных отрывных пузырей. При больших (критических) углах атаки на классических профилях отрыв потока создает не только дополнительное сопротивление, но и при определенных условиях приводит к резкому, скачкообразному снижению подъемной силы крыла. Поэтому устранение отрыва в этом случае является весьма актуальной задачей.

Данная глава посвящена экспериментальному исследованию возможности управления обтеканием модели прямого крыла с помощью точечного воздействия — локального вдува. Метод основан на, полученных в предыдущих исследованиях, данных о существовании трехмерной вихревой структуры течения внутри области срыва.

Результаты проведенных экспериментов, описанных в данной главе, были опубликованы в работе [122].

4.1. Условия проведения эксперимента.

Эксперименты были проведены в дозвуковой аэродинамической трубе МТ-324 на моделях крыльев малого № 1 и умеренного № 2 удлинения.

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. Проводилось несколько серий экспериментов при разных скоростях набегающего потока с вдувом воздуха и без, в которых модели устанавливались от малых до критических углов атаки, тем самым изменяя режим обтекания от образования отрывного пузыря на верхней поверхности крыла до глобального срыва потока с передней кромки. Также изменялось местоположение отверстия на поверхности крыла и его геометрические размеры. Угол скольжения - Р = 0°.

Объектом исследований была структура течения до и после локального воздействия воздухом. Основными методами исследований картин течения была «саже-масляная» визуализация и метод шелковинок. Для получения количественных данных о структуре течения над крылом были проведены термоанемометрические и пневмометрические измерения.

4.2. Влияние локального воздействия при срывном режиме обтекания на крыле малого удлинения.

Выше уже отмечалось, что существуют методы устранения отрыва и присоединения потока, в которых используются турбулизаторы или вихрегенераторы. Эти устройства устанавливаются перед зоной отрыва и приводят к присоединению потока. Отличие метода локального вдува в том, что отверстие, через которое подается воздух, находится внутри области отрыва, тем самым влияние оказывается на его внутреннюю структуру. Особенно важным представляется понять, как такое воздействие повлияет на интегральные характеристики течения.

Подобные эксперименты необходимы для поиска новых принципов управления обтеканием, основанных на применении точечных источников возмущений, что энергетически выгодно, поскольку позволяет с минимальными затратами энергии добиться улучшения аэродинамических характеристик летательных аппаратов. Именно в этом направлении сейчас в мире разрабатываются перспективные способы управления обтеканием с помощью микроэлектронных механических систем (MEMS). Задача заключается в том, чтобы значительно увеличить несущие свойства крыла без применения сложных технических устройств, что особенно важно для малоразмерных беспилотных летательных аппаратов.

Первая серия экспериментов была посвящена изучению возможности управления срывным обтеканием крыла с помощью локального вдува воздуха на модели № 1.

Для выхода на нужный режим обтекания модели крыла, при котором наблюдается возвратное течение и срыв потока, постепенно менялся угол атаки до достижения диапазона критических углов. На рис. 4.1 представлен, в данном случае, один из наиболее интересных результатов при таком режиме обтекания. Угол атаки был равным а — 21°. Скорость набегающего потока составляла и«, = 11,5 м/с. Re = 2,2 * 10⁵. Визуализация различными методами показала, что при таком режиме обтекания существует не только возвратное течение с парой крупномасштабных вихрей, но и существование застойной зоны, находящейся между передней кромкой и крупномасштабными вихрями (рис. 4.1). Направление потока - сверху вниз. Стоить отметить, что эти вихри образовались только на верхней половине крыла, в отличие от образовавшихся вихрей, представленных на рис. 3.1 (б-г).

Как уже отмечалось выше, для управления обтеканием локальное воздействие должно быть расположено внутри области срыва. Согласно этому, воздух подавался со скоростью в диапазоне 3-5 м/с через отверстие, расположенное за линией отрыва вниз по потоку. Также изменялся угол атаки а, скорость набегающего потока U», местоположения отверстия и его размеры. Наиболее характерные результаты представлены ниже.

В результате экспериментов было выявлено, что максимальный эффект от локального воздействия достигается, если отверстие расположено по ос

и

Рис. 4.1. Вихревая структура при срывном режиме обтекания.

Рис. 4.2. Структура обтекания при локальном воздействии воздуха (отверстие по оси симметрии).

симметрии крыла за линией отрыва. Так, к примеру, если подавать воздух через отверстие диаметром 0,5 мм, расположенное по оси симметрии крыла при х = 22 мм, то обтекание крыла координально меняется. Поток полностью становится присоединенным (рис. 4.2.). Направление потока - сверху вниз. Скорость набегающего потока в данном случае составляла и*, = 7,1 м/с, угол атаки - а = 21°.

Исследования влияния геометрических размеров точки вдува, не изменяя её местоположения, показали, что локального вдув приводит также к присоединению потока. К примеру, если изменить геометрические размеры отверстия диаметра с! = 0,5 мм до размеров щели (длина а = 6 мм, ширина Ь = 0,5 мм), то локальное воздействие воздуха приведет, аналогично описанному выше, к присоединению потока (рис. 4.3). Скорость набегающего потока также составляла Ц» = 7,1 м/с, а угол атаки - а = 19°. Расстояние от передней кромки до щели - х = 22 мм. Направление потока - сверху вниз.

Что касается изменения местоположения щели на поверхности крыла, то результат исследований оказался, в какой-то степени, уникальным. Например, если установить локальный вдув в виде щели приблизительно на

и«

Рис. 4.3. Структура обтекания при локальном воздействии воздуха (щель по оси симметрии).

1/3 части размаха крыла, то обтекание крыла становится присоединенным- отрывным в соотношении приблизительно 50% на 50% по площади поверхности модели (рис. 4.4). Скорость набегающего потока также составляла И*, = 7,1 м/с, а угол атаки - а = 27°. Расстояние от передней кромки до щели - х = 22 мм. Длина щели - а = 19 мм, ширина - Ь = 0,5 мм.

В этих экспериментах также было зафиксировано распределение статического давления на верхней поверхности модели крыла по оси симметрии крыла (рис. 4.5). Измерения проводились при срывном режиме обтекания и при режиме с точечным локальным воздействием воздуха, который подавался через отверстие, расположенное при х — 22 мм и по оси симметрии. Как видно из полученных графиков, после устранения отрыва значительно изменяется распределение давления. В данном случае возникает зона пониженного давления, что приводит к значительному увеличению подъемной силы. Скорость набегающего потока составляла и*, = 7,1 м/с, угол атаки - а = 21°. Направление потока - сверху вниз.

щель вдува Iо -

о? К

аз

ев «

<и н Ю о

о

о а: со

а

о

43

р

и я ч ю о

1 I

1

1 1

I

х

1/3

1/3

1/3

Рис. 4.4. Структура обтекания при локальном воздействии воздуха (щель на 1/3 части размаха крыла).

Рис. 4.5. Распределение статического давления при двух режимах

обтекания.

Таким образом, существует возможность управления обтеканием в срывных режимах с помощью локального вдува воздуха при определенных условиях. Устанавливая точку вдува в определенном месте можно добиться полного или частичного присоединения потока.

4.3. Эволюция развития вихревых структур с увеличением угла атаки до и после локального воздействия.

1,8

Вторая серия экспериментов была посвящена изучению возможности управления обтеканием с помощью локального вдува воздуха в диапазоне углов атаки от нуля градусов до критических углов атаки. Дело в том, что как уже упоминалось выше, при постепенном увеличении с нулевого значения угла атаки до критического возможно образование на верхней поверхности крыла локальных отрывных пузырей, дальнейшее их смещение по направлению к передней кромки и последующий турбулентный отрыв.

Опытные исследования проводились на модели умеренного удлинения № 2. Принципиальное отличие этой модели от модели № 1, которая была использована в экспериментах описанных выше, в том, что при критических углах атаки на верхней поверхности образуется пара крупномасштабных вихрей, которая занимает значительную площадь поверхности, простираясь почти от передней до задней кромки. Воздух подавался со скоростью в диапазоне 3-5 м/с.

Как и прогнозировалось исходя из теории и опубликованных работ, описанных выше, при нулевом угле атаки образовывался локально-отрывной пузырь, занимающий приблизительно 45-50% площади поверхности крыла (рис. 4.6, а). Скорость набегающего потока составляла 110,= 11,5 м/с и в дальнейшем не изменялась. И.е = 1, 37 * 10⁵. При воздействии локальным вдувом воздуха, точка которого располагалась по оси симметрии крыла при х = 6 мм и имела диаметр с! = 0,5 мм, структура отрывного пузыря нарушается. Отрывная зона уменьшается в размерах и занимает меньшую площадь на крыле, соответственно, тем самым увеличивается область присоединенного течения (рис. 4.6, б). Как и следовало ожидать, при постепенном увеличении угла атаки локальный отрывной пузырь начинает движение в сторону передней кромки, при этом, значительно не изменяясь в геометрических размерах (рис. 4.6, в, д, ё). Локальное воздействие при этих трех режимах обтекания позволило значительно уменьшить площадь отрывного пузыря (рис. 4.6, г, е, ж).

При угле атаки а = 12° было обнаружено, что на верхней поверхности крыла образовалась область отрыва турбулентного течения (рис. 4.6, з). При турбулентном отрыве не происходит повторного присоединения оторвавшегося потока к поверхности крыла и зона отрыва включает всю область течения от линии отрыва до задней кромки крыла. В свою очередь, локальный вдув уменьшил область отрыва более чем на 50% по площади (рис. 4.6, и).

- —■^т^а ни | щ

.г " ' " .-V . У'/ V,' -

¿-.у

111111

а) угол атаки а = 0°. ¿стественное обтекание. б) угол атаки а = 0°'. Локальный вдув.

о

в) угол атаки а = 3°. Ёстественное обтекание. г) угол атаки а = 3°! Локальный вдув.

х

д) угол атаки а = 5°. ¿стественное обтекание. е) угол атаки а = 5°! Локальный вдув

.

точка вдува

з) угол атаки а = 12°. Естественное обтекание.

и) угол атаки а = 12°. Локальный вдув

й) угол атаки а = 14°.'Естественное обтекание. к) угол атаки а = 14°. Локальный вдув.

Рис. 4.6. Структура обтекания до и после локального воздействия.

В завершении данной серии экспериментов, был исследован более подробно ещё один режим обтекания, при котором наблюдается глобальный отрыв потока. Данный режим был найден на угле атаки а = 14°. На поверхности модели существует возвратное течение от задней кромки крыла к передней, пара крупномасштабных вихрей и растекание из центральной части к боковым кромкам (рис. 4.6, й). Если применить локальный вдув воздуха, то структура обтекания существенно меняется. В близи передней кромки образуется обширная локальная отрывная зона, имеющая форму «бабочки» (рис. 4.6, к). Внутри этой области образуется сложная вихревая структура. В близи задней кромки образуется отрыв турбулентного слоя. На остальной части крыла течение полностью присоединенное. Эти данные скорректированы, учитывая термоанемометрические измерения описанные ниже.

Для получения количественных данных о структуре потока при естественном и искусственном обтекании были проведены измерения с помощью методов термоанемометрии и пневмометрии.⁴

Первые измерения были проведены вдоль хорды на (при ъ = 0 мм) части модели по размаху крыла. На рис. 4.7 представлены профили средней скорости при двух режимах обтекания. Судя по полученным графикам, в случае срывного обтекания толщина зоны отрыва постепенно увеличивается над поверхностью крыла (рис. 4.7, а). С другой стороны, при режиме обтекания с локальным воздействием толщина пограничного слоя стала значительно меньше в размерах в сравнении со срывным режимом (рис. 4.7, б). Однако вблизи задней кромки, при х = 95 мм, происходит отрыв турбулентного пограничного слоя, что также было подтверждено данными, полученными с помощью визуализации (рис. 4.6, к).

	50
	45
	40
	35
	30
У	Е Е 25
/	20
р ч- с	15 10
1	5
5 10	15 0

/

Ё

Еб-

Е

Е в-

5Е

ь'е ₆

Л

i

профили средней скорости при естественном обтекании.

а)

О

б) профили средней скорости при локальном воздействии. Рис. 4.7. Термоанемометрические измерения средней скорости в сечении по

ОХ при ъ = О мм. Угол атаки а = 14°

.увеличивается от передней до задней кромки и при х = 95 мм составляет приблизительно 25 мм (рис. 4.8, а). В случае вдува воздуха, данные, полученные с помощью термоанемометрических измерений, позволили скорректировать местоположение и геометрический размер отрывной зоны вблизи передней кромки. Это зона оказалась несколько больших размеров чем та зона, которую можно было наблюдать с помощью «саже-масляной» визуализацией (рис. 4.8, б). В диапазоне х = 10 мм до х = 55 мм простирается локально-отрывная область, за которой сразу течение присоединяется. Стоит отметить, что высота этой области не превышает 2 мм.

Помимо профилей скоростей, были получены распределения амплитуд пульсаций при естественном обтекании и при воздействии локального вдува.

В случае естественного обтекания, измерения проводились в двух сечениях вдоль ОЪ при х = 20 мм и х = 60 мм (рис. 4.9). Судя по графикам, существует три пика максимума амплитуды пульсаций. Принимая во внимание данные полученные с помощью визуализации, два пика приходятся, как раз, на зону фокусов вихрей. Что касается третьего максимума, то он расположен в области вблизи передней кромки по оси симметрии при х = 20 мм. Это говорит о том, что обтекание крыла имеет трехмерный характер.

При включенном локальном вдуве измерения проводились уже в трех сечениях вдоль ОЪ при х = 20 мм, 35 мм и 80 мм ввиду сложной структуры обтекания (рис. 4.10). Оказалось, что существует по одному максимуму пульсаций по оси симметрии в сечениях при х = 20 мм и х =35 мм (рис. 4.10). Это область локально-отрывной зоны. В сечении при х = 80 в области турбулентного отрыва, находящегося по оси симметрии крыла вблизи задней кромки виден также максимум амплитуды пульсаций. Стоит отметить и нарастание пульсаций у боковых кромок модели, что, скорее всего, связано с концевыми эффектами.

На основании данных измерения статического давления на поверхности крыла можно утверждать, что при естественном обтекании (срывном) область разрежения над верхней поверхностью крыла значительно меньше, чем при режиме обтекания с локальным воздействием (рис. 4.11). Измерения проводились вдоль хорды крыла по оси симметрии. Следовательно, при локальном воздействии подъемная сила должна быть больше чем при естественном обтекании.

х = 50мм

а) профили средней скорости при естественном обтекании.

Рис. 4.8. Термоанемометрические измерения средней скорости в сечении по

ОХ при ъ = 50 мм. Угол атаки а = 14°.

б) профили средней скорости при локальном воздействии.

о

Рис. 4.9. Термоанемометрические измерения амплитуды пульсаций по ОЪ

при естественном обтекании.

амплитуда пульсаций, % Ч'/и« амплитуда пульсаций, % и'/Ц

а 2

n

ю 12 и 1ь 16

амплитуда пульсаций, % и'/и_а

амплитуда пульсаций, % и'/и„