Аэродинамические характеристики треугольных крыльев при отрывном обтекании

Тип работы:
Реферат
Предмет:
Механика


Узнать стоимость

Детальная информация о работе

Выдержка из работы

2009
НАУЧНЫЙ ВЕСТНИК МГТУ ГА серия Аэромеханика, прочность, поддержание летной годности ВС
№ 141
УДК: 533. 601 (075. 8)
АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ ТРЕУГОЛЬНЫХ КРЫЛЬЕВ ПРИ ОТРЫВНОМ ОБТЕКАНИИ
ЛЕ КУОК ДИНЬ, Н.В. СЕМЕНЧИКОВ, ЧАН ВАН ВЬЕТ, О.В. ЯКОВЛЕВСКИЙ Статья представлена доктором технических наук, профессором Ципенко В. Г.
Приводятся результаты численных исследований обтекания тонких и телесных треугольных крыльев установившимся равномерным потоком вязкого воздуха. Получены параметры течения, коэффициенты сил и моментов, действующих на крылья. Выявлено заметное влияние на аэродинамические характеристики крыльев их относительной толщины.
Ключевые слова: аэродинамические характеристики, число Рейнольдса, турбулентность, параметры потока, угол атаки.
Изучению влияния особенностей безотрывного и отрывного обтекания и аэродинамических характеристик треугольных крыльев различного удлинения посвящено большое количество работ, опубликованных как в России, так и за рубежом [1−6]. Получены данные по влиянию на параметры обтекания и аэродинамические характеристики крыльев углов атаки и скольжения, удлинения крыльев и ряда других факторов. Тем не менее, до сих пор недостаточно сведений о влиянии на аэродинамические характеристики таких крыльев формы их передней кромки и относительной толщины, формы профиля крыла, чисел Рейнольдса и пр.
В данной работе представлены результаты численного исследования обтекания равномерным потоком треугольных крыльев с симметричным профилем NACA различной относительной толщины. Удлинения крыльев изменялись в пределах от X = 1 до Х= 4, относительная толщина варьировалась в пределах от 0,01 до 0,16. Исследования проведены при углах атаки крыльев, а = 0… 500, углах скольжения в = 0, числах Рейнольдса, подсчитанных по корневой хорде крыла b0 и скорости невозмущенного потока V?, Re = 1,93×10.
Течение около крыла принималось турбулентным. Для расчетов параметров пространственного турбулентного обтекания крыльев использовались осредненные по Рейнольдсу уравнения Навье-Стокса, записанные для пространственного случая течения и замкнутые моделью турбулентности & quot-k — 8 м [6]. На поверхности крыла ставилось условие прилипания. Задача решалась численно. Расчетная сетка имела блочную структуру. Структура счетной области выбиралась из условия минимизации количества ячеек, форма которых ухудшала сходимость и аппроксимацию. Для достоверного определения газодинамических параметров сетка была адаптирована к особенностям течения и имела сгущение вблизи поверхности крыла в области развитого пограничного слоя.
В результате расчетов были получены параметры потока в расчетных точках, найдены коэффициенты сил и моментов, действующих на крылья. При расчете последних использовалась связанная Декартова система координат, начало которой помещалось в вершине крыла. Коэффициенты аэродинамических сил и момента крыльев были отнесены к площади крыла в виде сверху и корневой хорде крыла.
На рис. 1 представлены зависимости коэффициента продольной аэродинамической силы Сх крыльев от угла атаки при различной относительной толщине профиля и удлинении крыла. Видно, что при малых углах атаки увеличение относительной толщины профиля вызывает рост величин коэффициента Сх. Однако их приращение при таких углах атаки, обусловленное изменением относительной толщины профиля при постоянном угле атаки, ДСх, оказывается неоди-
а — X = 1- 1 — с = 0,04- 2 — с = 0,08- 3 — с = 0,12- 4 — с = 0,16- 5 — с = 0,01
наковым для крыльев различного удлинения. У крыла с удлинением X = 4 при, а ^ 0 оно больше, чем у крыла малого удлинения (X = 1). Изменение коэффициента Сх по углу атаки происходит по-разному, в зависимости от величины удлинения крыла и относительной толщины профилей, из которых составлено крыло.
Если крыло имеет малое удлинение (X = 1), то в исследованном диапазоне углов атаки (а = -2°… 50°) увеличение угла атаки вызывает падение величин коэффициентов Сх при всех рассмотренных значениях относительной толщины профиля крыла, тем большее по углу атаки, чем больше относительная толщина профиля и, соответственно, радиус закругления передней кромки крыла. Следует, однако, заметить, что это падение по углу атаки оказывается весьма слабым только у крыла, составленного из очень тонких профилей (с = 0,02). Увеличение удлинения крыла существенно изменяет указанную тенденцию. Так, в случае крыла умеренного удлинения (X = 2) сначала, как и в случае крыла малого удлинения X =1 происходит падение по углу атаки величин коэффициента Сх, тем более быстрое, чем больше относительная толщина профиля крыла, а затем они снова начинают расти. Минимум величин коэффициента продольной силы наблюдается при угле атаки, а ~ 30°, и этот угол практически не зависит от относительной толщины крыла. Дальнейшее увеличение удлинения крыла до значения X = 4 еще больше усложняет описанную картину изменения Сх по углу атаки. Зависимость Сх = Яа,(. ~) становится немонотонной. Минимум величин коэффициента Сх смещается на угол, а ~ 15°, а второй максимум имеет место при, а ~ 30°… 35°. При этом, чем больше в — X = 4- 1 — с = 0,04- 2 — с = 0,08- 3 — с =0,12- 4 — с =0,16 величина с, тем больше абсолютные
_. «» п величины наблюдаемых максиму-
Рис. 1. Зависимости Сх = 1(а, с) для треугольных, ,
4 ' '- г ¦' «мов и минимумов коэффициентов
крыльев различного удлинения X и относительной тол- С
— Сх.
щины профиля с
б — X = 2- 1 — с = 0,04, 2 — с = 0,08- 3 — с = 0,12- 4 — с = 0,16
На рис. 2 представлены зависимости коэффициента нормальной аэродинамической силы Су крыльев от угла атаки при различной относительной толщине профиля и удлинении крыла. Видно, что производные крыльев при, а ^ 0 практически не зависят от относительной толщины профиля крыла и, как и следовало ожидать, растут с увеличением удлинения крыла. Влияние изменения относительной толщины профиля на величину коэффициента Су проявляется через так называемую «нелинейную» составляющую коэффициента нормальной силы, обусловленную вихреобразованием вблизи подветренной стороны крыла и вызванным им дополнительным разрежением на этой стороне крыла. Видно, что рост относительной толщины и, соответственно, увеличение радиуса закругления передней кромки приводит при всех рассмотренных значениях удлинения крыла к уменьшению величин коэффициента нормальной силы крыла Су при, а = Const. Это хорошо коррелирует с известными из литературы экспериментальными примерами влияния радиуса носка крыла на величины коэффициентов Су [5].
Анализ распределения давления и других параметров потока в окрестности крыла показывает, что под влиянием увеличивающегося радиуса закругления передней кромки крыла (при увеличении относительной толщины крыла при одинаковой у всех исследованных крыльев корневой хорде) начало вихреобразования
вблизи подветренной стороны крыла смещается от носка крыла (как это было у крыла со значением с = 0,01) к кормовой кромке крыла и от передней кромки к центру крыла. Например, при, а = 20° носок крыла с большой толщиной его профиля обтекается практически безотрывно, уменьшается и интенсивность формирующихся вихрей и вызванное ими разрежение
Су
•0.2 '-¦¦¦¦'-2 … 0 2-- 5… 10 1520… 25… 30… 35 … 40 -45- 50 — Ql
а — X = 1- 1 — с = 0,04, 2 — с = 0,08, 3 — с = 0,12, ________________4 — с = 0,16, 5 — с = 0,01_______________________
Су
1. 6
б — X = 2- 1 — с = 0,04, 2 — с = 0,08, __________3 — с =0,12, 4- с =0,16
1. 4
1. 2
0 2 — …
О
Щ 0 2 5 10 15 20 25 30 35 40 50 ~
-0.2. … и.
в — X = 4- 1 — с = 0,04, 2 — с = 0,08,
3 — с = 0,12, 4 — с = 0,16 Рис. 2. Зависимости Су =а, с) для треугольных крыльев различного удлинения X и относительной
толщины профиля с
Ха
10 15 20 25 30 35 40 45. 50
а — X = 1- 1 — с = 0,04- 2 — с = 0,08-, 3 — с = 0,12- 4 — с = 0,16- 5 — с = 0,01
б — X = 2- 1 — с = 0,04, 2 — с = 0,08, 3 — с = 0,12, 4 — с = 0,16
в — X = 4- 1 — с = 0,04- 2 — с = 0,08- 3 — с = 0,12-
4 — с = 0,16
Рис. 3. Зависимости ха = Г (а, с) для треугольных крыльев различного удлинения X и относительной толщины
профиля с
На рис. 3 представлены зависимости относительной координаты
центра давления ха = ха/Ь0 крыльев различного удлинения (на графиках у обозначения этой координаты черта опущена) от угла атаки и относительной толщины крыла. Видно, что при малых углах атаки (а & lt- 5°… 10°) относительная координата центра давления рассмотренных крыльев слабо зависит от изменения относительной толщины профиля крыла и определяется его удлинением. Однако следует все-таки заметить, что при X & gt- 2 рост относительной толщины приводит к смещению центра давления к носку крыла (хотя и небольшому). С увеличением удлинения при малых углах атаки центр давления смещается к носку крыла. При, а & gt- 10° характер изменения положения центра давления по углу атаки сильно зависит от удлинения крыла и относительной толщины его профиля. Так, при углах атаки, а = 10°… 35° в случае крыла малого удлинения (X = 1) с очень тонким профилем (с = 0,01) рост углов атаки приводит к смещению центра давления вперед к носку крыла, а у телесного крыла с профилем большой относительной толщины (с = 0,16) наоборот — назад, к кормовой кромке. Последнее вполне объясняется указанным выше изменением вихревых систем крыла при переходе от малых к большим относительным толщинам крыла. Если крыло имеет удлинение X = 4, то характер изменения относительной координаты центра давления по углу атаки почти не зависит от относительной толщины профиля. Ее увеличение от с = 0,04 до с = 0,16 вызывает уменыпе-ние значений относительной координаты центра давления такого крыла примерно на 0,01… 0,02.
ЛИТЕРАТУРА
1. Белоцерковский С. М., Ништ М. И. Отрывное и безотрывное обтекание тонких крыльев идеальной жидкостью. — М.: Наука, Физматлит, 1978.
2. Аубакиров Т. О., Белоцерковский С. М., Желанников А. И., Ништ М. И. Нелинейная теория крыла и ее приложения. — Алматы: Гылым, 1997.
3. Аэродинамика, устойчивость и управляемость сверхзвуковых самолетов- Под ред. Г. С. Бюшгенса. -М.: Наука, Физматлит, 1998.
4. Аэродинамика летательных аппаратов- Под ред. Г. А. Колесникова. — М.: Машиностроение, 1993.
5. Апаринов В. А., Дмитриев А. И., Табачников В. Г. Анализ теоретических и экспериментальных характеристик треугольных крыльев в широком диапазоне углов атаки // Труды ЦАГИ, вып. 1915, 1978.
6. Бондарев Е. Н., Дубасов В. Т., Рыжов Ю. А., Свирщевский С. Б., Семенчиков Н. В. Аэрогидромеханика. — М.: Машиностроение, 1993.
THE DELTA WINGS AERODYNAMIC CHARACTERISTICS IN SEPARATED FLOW
Le Quok Dinh, Semenchikov N.V., Chang Wang Viet, Yakovlevsky O.V.
The numerical researches of a viscous air flow around a delta wings at various angles of attack are resulted. The coefficients of forces and moments are received. The appreciable influence of dimensionless thickness on the aerodynamic characteristics of delta wings is found.
Сведения об авторах
Ле Куок Динь, 1986 г. р., студент — дипломник кафедры аэродинамики летательных аппаратов МАИ (ГТУ) им. С. Орджоникидзе, область научных интересов — аэродинамика летательных аппаратов.
Семенчиков Николай Витальевич, 1941 г. р., окончил МАИ им. С. Орджоникидзе (1964), кандидат технических наук, профессор кафедры аэродинамики летательных аппаратов МАИ (ГТУ) им. С. Орджоникидзе, автор 120 научных работ, область научных интересов — вихревые, струйные и отрывные течения, аэродинамика летательных аппаратов.
Чан Ван Вьет, 1986 г. р., студент — дипломник кафедры аэродинамики летательных аппаратов МАИ (ГТУ) им. С. Орджоникидзе, область научных интересов — аэродинамика летательных аппаратов.
Яковлевский Олег Васильевич, 1932 г. р., окончил МФТИ (1955), кандидат технических наук, профессор кафедры аэродинамики летательных аппаратов МАИ (ГТУ) им. С. Орджоникидзе, автор более 120 научных работ, область научных интересов — турбулентные струйные течения, аэроакустика, аэродинамика летательных аппаратов и промышленная аэродинамика.

ПоказатьСвернуть
Заполнить форму текущей работой