Особенности формирования статического гистерезиса аэродинамических характеристик прямоугольного крыла

Тип работы:
Реферат
Предмет:
Общие и комплексные проблемы естественных и точных наук


Узнать стоимость

Детальная информация о работе

Выдержка из работы

УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ Ц АГ И
Том XVII 198 6 Мб
УДК 629. 735. 33. 015.3. 025. 1
ОСОБЕННОСТИ ФОРМИРОВАНИЯ СТАТИЧЕСКОГО ГИСТЕРЕЗИСА АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК ПРЯМОУГОЛЬНОГО КРЫЛА
Э. А. Караваев, Ю. А. Прудников, Е. А. Часовников
Рассматриваются некоторые особенности аэродинамического гистерезиса при установившемся обтекании прямоугольного крыла с удлинением & gt-,=5, имеющего профиль КАСА 0012.
Показано, что статический гистерезис на этом крыле формируется лишь при ламинарном течении на верхней поверхности в носовой части крыла. Турбулизация этого течения приводит к вырождению неоднозначности аэродинамических характеристик.
Аэродинамический гистерезис — одно из наиболее ярких явлений, связанных с особенностями отрывного обтекания несущих поверхностей. Он заключается в неоднозначности структуры течения при одинаковых значениях параметров, характеризующих состояние потока и ориентацию крыла относительно вектора скорости, реализованных путем медленного непрерывного, либо дискретного изменения в различных направлениях. Вследствие сложности таких течений физическая природа аэродинамического гистерезиса, даже для случая установившегося обтекания при малых дозвуковых скоростях, установлена не до конца. Среди исследований последних лет, посвященных изучению особенностей формирования гистерезиса в аэродинамических характеристиках крыльев конечного размаха при малых дозвуковых скоростях, следует выделить работу [1], в которой рассматривалось влияние числа Рейнольдса на характер деформации петли статического гистерезиса в зависимости су (а) при установившемся обтекании прямоугольного крыла с удлинением А,=5 и профилем ХАСА 23 012. Однако физические причины появления неоднозначностей в зависимостях Су (а) не рассматривались.
В предлагаемой работе на основе экспериментальных исследований сделана попытка оценить роль ламинарного участка пограничного слоя и начальных условий обратного хода модели, а также скольжения на характер формирования петли статического гистерезиса в аэродинамических характеристиках прямоугольного крыла К = 5, имеющего профиль МАСА 0012. Исследования проводились в аэродинамической трубе лри скоростях потока У=20-^50 м/с.
Результаты эксперимента, представленные в скоростной системе координат, показали (рис. 1), что типичной особенностью формирования несущих свойств и момента тангажа исследуемого крыла является несовпадение результатов измерения на прямом и обратном ходе, вследствие чего зависимости сУа (а) и тг (а) имеют ярко выраженные петли статического гистерезиса, площади которых увеличиваются за счет повышения аКр и соответственно сУа шах по мере возрастания числа 1? е. На рис. 1 и последующих рисунках масштаб одного деления по вертикали соответствует Дсу =0,2, Атг=0,125.
Из анализа этих же зависимостей в диапазоне околокритических углов атаки (а= 12−5-28°) следует, что для исследуемого крыла характерным является ламинарный отрыв потока с носка профиля [2]. Об этом свидетельствует практически ступенчатое изменение величины сУа (а) при превышении угла акр. Вместе с тем, характер дальнейшего изменения зависимости сУа (а), особенно при больших значениях числа Рей-
нольдса, показывает, что после первоначального отрыва с носка происходит присоединение течения (а= 17−5-19°) с последующим повторным отрывом. Отражением этого служит появление второй «ступеньки» в зависимости су (а).
На обратном ходе влияние числа Ие на аэродинамические характеристики крыла оказывается несущественным.
Следует отметить, что аналогичные выводы о влиянии числа 1? е были известны и ранее (см., например, [1]). Однако как в упомянутой, так и в других работах момент-ные характеристики не рассматирвались. В то же время анализ этих характеристик позволяет выявить одну важную для понимания физической природы статического гистерезиса особенность. Рассматривая представленные на рис. 2 зависимости тх (а), полученные при различных центровках, нетрудно заметить, что если при хт = 0 неоднозначность момента тангажа практически вырождается, то для центровок *,. = ±0,5 зависимости тг (а) имеют выраженные петли гистерезиса и, что немаловажно, с противоположным направлением обхода. Эта особенность свидетельствует о том, что гистерезис аэродинамических характеристик обусловлен неоднозначностью нагрузок, приложенных в области носка крыла. Обращение направления обхода петель тг (а) при изменении центровки с хт=-0,5 на хт=0,5 указывает на то, что при неустановившем-ся циклическом движении, даже в предположении, что петли гистерезиса не деформируются, при х,& lt-0 крыло должно обладать демпфирующими свойствами, а в случае лгт& gt-0 следует ожидать режимов антидемпфирования. Динамические испытания аналогичного крыла подтверждают это (см. рис. 2).
С целью выявления физических причин, порождающих рассмотренные особенности формирования петель гистерезиса, были проведены испытания крыла с турбулизато-рами, наклеенными на различных расстояниях от его передней кромки. В качестве турбулизаторов использовалась проволока диаметром 0,3 мм.
Из результатов испытаний, приведенных на рис. 3, следует, что установка турбулизаторов на четверти хорды крыла (хТурб= тур-6 =0,25) практически не отражается
Ь
*-Уа ~
Щ8к% *8в8888§
Не =1,29-Ю*
2 Ь, мин
ТурИулизаторобнетГ~ х""-№ Г хТурГ0,05 Г
О
1−1______________________________________________________________I_у I I 1/1 I I V I I I I I
19″ 0 10° О 10° 9 10° 20° ос
Рис. 3
на его аэродинамических характеристиках. Смещение турбулизаторов вперед сопровождается уменьшением площади петли гистерезиса, а при яТурб=0,02 происходит её вырождение. Такой характер влияния положения турбулизатора дает основание утверждать, что при формировании статического гистерезиса в аэродинамических характеристиках крыла с рассмотренным профилем существенную роль играет течение в области ламинарного участка пограничного слоя в его носовой части (х& lt-0,05). Более того, установка практически в носке крыла турбулизатора, ликвидируя условия возникновения короткого пузыря ламинарного отрыва и способствуя турбулизации пограничного слоя на всей верхней поверхности крыла, приводит к полному вырождению статического гистерезиса. Все это дает основание для вывода о том, что доминирующее влияние на условие существования при гистерезисе бистабильных структур обтекания оказывает разрушение и восстановление короткого отрывного пузыря, реализующееся при различных углах атаки прямого и обратного хода (2].
При анализе полученных материалов был выявлен ещё один немаловажный факт, характеризующий стабильность по времени течений и, следовательно, аэродинамических характеристик на около- и закритических режимах обтекания. Испытания, проведенные при фиксированном угле атаки крыла, показали практическую независимость данных эксперимента от времени выдержки на данном режиме как при наличии турбулизатора, так и при его отсутствии (см. рис. 3).
Выше отмечалось, что на обратном ходе в некотором диапазоне углов атаки аэродинамические характеристики остаются стабильными и не зависят от числа Ие. В то же время при изменении начальных условий обратного хода, т. е. угла атаки, с которого он начинается, может реализоваться иная, но также стабильная структура течения. С целью подтверждения этого предположения были проведены специальные испытания с варьированием начального угла атаки обратного хода. Полученные по их результатам материалы показали (рис. 4), что ветви зависимостей сУа (а) и т,(а) на обратном ходе при этом не совпадают, хотя конечные значения углов & lt-х, при которых происходит восстановление безотрывного обтекания, оказываются одинаковыми. Таким образом, обтекание крыла на обратном ходе имеет множество стабильных состояний, определяемых начальным значением угла атаки обратного хода, если этот угол оказывается меньше угла а, при котором завершается развитие срыва потока.
И в заключение рассмотрим влияние скольжения на характер формирования несущих свойств исследуемого крыла. Из данных, приведенных на рис. 5, видно, что увеличение угла скольжения сопровождается уменьшением наклона зависимостей сУа (а) и ростом а"р, т. е. реализуются хорошо известные эффекты скользящего крыла. Вместе с тем происходит существенная деформация петель статического гистерезиса и уменьшается их площадь. В частности, при угле р=20° статический гистерезис реализуется в более узком диапазоне углов атаки (а= 16-^22°), чем при (5 = 0 (а= 12-ь28°), Кроме того, на закритических углах атаки скольжение крыла сопровождается повышением его несущих свойств, особенно на обратном ходе. Повышение несущих свойств рассматриваемого прямоугольного крыла на больших углах атаки при скольжении обусловлено, по-видимому, главным образом концевым эффектом, проявляющимся в росте разрежений в области, примыкающей к наветренной боковой кромке. Все эти
7-«Ученые записки» № 6
97
а=Г+гге

9 I ЬО *
1 '- 1 I. 1
ос=0°+28°
10.
о ход прямой • • обратный
J______3_____I_____I____I
28° а
Рис. 4
Яе=1,23 103!ХТ=0,8
эффекты и определяют значительное уменьшение площади петель статического гистерезиса. Следует отметить, что испытания при различных углах (3 были проведены с дискретностью Да=2°, поэтому зависимости су^(а) и тг (а), приведенные на рис. 5, в отличие от рассмотренных выше, не имеют характерных «полочек» и скачков.
ЛИТЕРАТУРА
1. Курьянов А. И., Столяров Г. И., Штейн берг Р. И. О гистерезисе аэродинамических характеристик. -Ученые записки ЦАГИ, т. 10, № 3, 1979.
2. Ч-жен П. Управление отрывом потока. — М.: Мир, 1979.
Рукопись поступила 12/УП 1985 г.

ПоказатьСвернуть
Заполнить форму текущей работой