Численные исследования критических режимов обтекания профилей тема автореферата и диссертации по механике, 01.02.05 ВАК РФ

российская академия наук сибирское отделение институт теоретической и прикладной механики

ЧИСЛЕННЫЕ ИССЛЕДОВАНИЯ КРИТИЧЕСКИХ РЕХИМОВ ОБТЕКАНИЯ ПРОФИЛЕЙ

01.02. 05 - Механика жидкости, газа и плазмы

Автореферат диссертации на соискание ученой степени кандидата технических наук

РГО

На правах ргкописи

коротков олег юрьевич

удк 629.7.015

Новосибирск - 1903 г.

Работа выполнена а Сибирском научно - исследовательском институте авиации им.С.А.Чаплыгина

Научный руководитель :

кандидат технических наук, старший нагчный сотрудник Г.Н.Шумский.

Официальные оппоненты : доктор Физико-математических наук, профессор В.Б.Курзин

доктор физико-натемагических наук, ведуций научный сотрудник Н.Ф.Воробьев

Ведуцая организация : Центральный аэрогидродинамический институт ии.проФ.Н.Е.Жуковского

Зацита состоится : " * .1993 г. в часов

на заседании специализированного совета К 003.22.01 по присуждению ученой степени кандидата наук в Институте теоретической и прикладной механики СО РАН по адресу: 630090, г.Новосибирск-90, ул.Институтская, 4/1.

С диссертацией можно ознакомиться в библиотеке ИТПМ СО РАН

Автореферат разослан * " ноября 1993 г.

Ученый секретарь специализированного совета д. ф. -м. н. ^ ' >- в# Ив Корнмпов

Актуальность темы: Многие критические режимы обтекания лопастей вертолетов, ветрогенераторов, компрессоров, а также крыльев некоторых классов самолетов в значительной степени обусловлены двумерным отрывом потока, что стимулирует интерес к исследованиям нестационарных аэродинамических характеристик (НАХ) профилей на больоих углах атаки.

Отрыв потока при неустановиввейся движении может сопровождаться такими эффектами, как потеря устойчивости движения и существенными приростами аэродинамических нагрузок, что может в значительной степени определять прочностные или функциональные возможности соответствующего объекта.

Несмотря на активные Физические и численные исследования, многие особенности критических режимов обтекания профилей изучены пока недостаточно. Так, в частности, нельзя назвать

исчерпывающими исследования влияния частоты колебаний на механизм Формирования аэродинамических характеристики профиля. Не получили до сих пор достаточного объяснения такие локальные особенности известных экспериментальных НАХ профилей как, например, возрастание антидемпФирования при увеличении частоты колебаний. Явно недостаточны материалы по исследованию НАХ профилей на больших закритических углах атаки в условиях образования вихревых дорожек.

Диссертационная работа посвящена численному исследованию нестационарных аэродинамических характеристик профилей при неустановиввемся движении на больвих углах атаки в несжимаемом потоке.

Целью работы является разработка численной математической модели нестационарного отрывного обтекания профиля; проведение комплексных исследований критических режимов обтекания профилей; изучение влияния кинематических параметров, в частности, частоты колебаний на картину обтекания и аэродинамические характеристики профиля; изучение механизма Формирования вихревых дорожек за профилем на больоих закритических углах атаки, в том числе при колебаниях по тангажу.

Научная новизна диссертационной работы заключается в следующем:

1. На основе вязко - невязкого подхода создана эффективная математическая модель отрывного обтекания профиля, представляющая собой комбинацию панельного метода и метода дискретных вихрей. Продемонстрировано приемлемое согласование полученных

результатов с аналитическими решениями (в случае безотрывного обтекания), с экспериментальными данными, а так же с расчетными

материалами других авторов.

2. На основе разработанного численного алгоритма проведены вирокие параметрические исследования динамического срыва на профилях. Установлено, что при увеличении безразмерной частоты колебаний от 0,3 до 3 процесс образования и развития вихря динамического срыва смещается с этапа кабрирования на этап пикирования. Показано, что при колебаниях с больвими частотами (60 > 3 > влияния отрыва потока на нестационарные аэродинамические характеристики профиля существенно уменызается. Указанная особенность является следствием значительного уменьнения амплитуды колебаний точки отрыва.

3. На основе анализа суммарных аэродинамических характеристик и численной визуализации течения продемонстрировано, что носовой разгонный вихрь, образующийся при резкой трогании профиля с места, и вихрь динамического срыва,образующийся при колебаниях на этапе увеличения угла атаки, имеют общие черты и оказывают схожее влияние на суммарные НАХ.

А. Обнаружено, что максимально возможное значение подъемной силы, реализующееся при кабрирования с постоянной угловой скоростью профиля, оказывается близким к соответствующей величине, полученной при мгновеном увеличении скорости течения. Установлена слабая зависимость максимального коэффициента подъемной силы от положения оси вращения.

5. Выявлены режимы захвата частоты схода вихрей Кармана на основной и кратных гармониках при колебаниях профиля на больаих закритических углах атаки. На основе анализа областей * синхронизации продемонстрирована схожесть динамических

характеристик отрывного обтекания профиля и генератора Ван - дер - Поля.

Практическая ценность. Созданная в диссертационной работе математическая модель нестационарного отрывного обтекания профиля позволяет:

исследовать структуру течения и аэродинаиические характеристики профилей при неустановившемся движении в широком диапазоне изменения кинематических параметров;

оценивать влияние Формы профиля на нестационарные аэродинамические характеристики на больших углах атаки.

Автор защищает:

математическую модель нестационарного обтекания профиля; результаты численных исследований отрывного обтекания профилей в широком диапазоне изменения кинематических параметров.

Реализация работы. Результаты диссертационной работы наали

практическое прменение в ряде организаций, о чем свидетельствуют акты об их использовании на УВЗ им. Н.И,Камова, МВЗ им. М.Л.Миля, ЭМЗ им. В.М.Мясишева.

Аппробация работы и публикации. Основные результаты, содержащиеся в диссертации, опубликованы в работах /1-7/ и докладывались на Международной конференции "Методы аэрофиэических исследований** - I CHAR'92 (г.Новосибирск, 1992 г.), семинаре "Аэродинамика неустановившихся движений" под рук. про«. С.И.Ьелоцерковского (1987г., г.Москва), на 11-ой Всесоюзной конференции "Нелинейные колебания механических систем" (1990 г., г.Нижний Новгород), на IV*ых научных чтениях памяти Ь.Н.Юрьева (1992 г., г.Москва), на двух Российско-китайских конференциях по аэродинамике (1991 г., г.Новосибирск, 1992 г., г.Пекин), на семинарах в ЦАГИ (1992, 1993 г.г.), ОКБ Ухтомского вертолетного завода (1992 г.), МВЗ им« С. Л.Миля (1992 г.), на конференциях молодых ученых ИТПМ СО РАН (1986 - 1989 г.г.).

Структура и объем диссертации. Диссертация состоит из введения, четырех глав, заключения, списка литературы. Полный объем - 140 страниц, а том числе 55 рисунков, список литературы включает 94 наименования.

КРАТКОЕ СОДЕРЖАНИЕ ДИССЕРТАЦИОННОЙ РАБОТЫ

Во введении проведен краткий анализ состояния вопроса, сформулирована цель диссертационной работы и обоснована ее актуальность.

В первой главе рассматривается постановка задачи о

нестационарном обтекании профиля вязкой несжимаемой жидкостьк>.

Предполагается, что одна из линий контактного разрыва сходит с

острой задней кромки, «ругая - с верхней гладкой поверхности.

Обоснованием указанной схемы обтекания для рассиатрипаемпго

класса задач (нестационарное обтекание профилей с относитольной - 6 толщиной С > 0,12, число Re > 10 ) служат известные

экспериментальные материалы (Чжен П. Управление отрывом

потока,М.:Мир, 1979; McCroskey U.J., McAlister K.tf,, Сагг L.U.

Dynamic Stall Experiments on Oscillating Airfoiis, AIAA J.. 1П76,

Vo!.19).

Алгоритм решения строится на основании вязко иевячкого подхода. Суть данного подкола состоит в последовательной ррвении на каждом расчетной шаге по времени двух задач. На первом ятапр, исходя из потенциальности внешнего обтекания, определяются характеристики невязкого течения, в том числе распределения скорости и давления,на поверхности обтекаемого тела. Затем, по

известным паранетрам внеснего течения вычисляются положение точки отрыва, параметры оторвавоихся участков пограничного слоя.

В представленном алгоритме профиль заменяется непрерывным вихревым слоем, распределенным по кусочно - линейному закону с неизвестной безразмерной погонной интенсивностью // (рис.1). Предполагается, что на каждом ваге по времени с верхней и нижней поверхностей профиля сходят участки свободной завихренности, моделируемые вихревыми панелями с постоянными интенсивностями fí и (рис.1). На последующих* шагах по времени данные панели заменяются одним дискретным свободным вихрем öj . Оторвавшийся с верхней поверхности пограничный слой также моделируется системой дискретных вихрей . Условие непротекания на профиле выполнятся п контрольных точках, расположенных посередине элементарных панелей.

Предлагаемый алгоритм позволяет при безотрывном обтекании переходить к стационарной задаче при выполнении условия о прекращении схода завихренности с задней кромки» что делает расчетную схему универсальной для стационарного и нестационарного случая.

В работе принято Допущение о том, что нестационарные процессы во внешнем течении существенно инерционнее процессов в пограничном слое (Sarpkaya T., Schoaf R.L. înviscid Model of Two-Dimensional Vortex Shedding by a Circular Cylinder, AIAA J, 1979, Vol.17, No.11; Schuh H. Calculation of Unsteady Boundary Layers in Two- Dimensional Latniniar Flow, Z. Flugwissenschaf ten, 1953, H.5). В связи с этим расчет параметров пограничного слоя призгодился в квазистационарной постановке по методу Э.Труккенбродта (Илихтинг Г. Теория пограничного слоя, И.: Наука, 1974).

Для определения нестационарных аэродинамических характеристик используется интеграл Коаи - Лагранжа.

Во второй главе рассмотрены вопросы методики расчета аэродинамических характеристик профиля. Проведена оценка влияния некоторых параметров на точность вычислений. В результате нетодических исследований число разбиений контура профиля на панели N было nbiópawu равным ДО, величина расчетного vara по времени А Г" 0,05.

Удовлетворительное согласование расчетных и экспериментальных стационарных зависимостей Cratch ), 777^ i.c>C > (полученных методом /становления по времени при Z > для профилей GA(U) - 1,

GACUÏ - 2, NACA 0018 при Re = (2,97 - 9,2) ' i0 (рис.2) демонстрирует возможность получения с помочью разработанного численного алгорит на достоверных результатов для профилей

умеренной толщины (С > 0,12) при достаточно больших числах С

Рейнольдса (Re > 10 ).

На рис.3 изображено сопоставление зависиноетея от угла атаки нестационарных аэродинамических характеристик профиля HACA QÙ12, полученных при различных параметрах закона колебаний в Физическом (Сагг L.W.Progress In Analysis and Prediction of Dynamic Stall, J. of Aircraft, 1968, No 1) и численном экспериментах. Представленные материалы показывают хорошее воспроизведение в численном эксперименте таких особенностей НАХ как локальные "всплески** в графиках аэродинамических характеристик, связанные с вихреобразованиен. Из анализа зависимостей ?771 ( оС ) следует, что как в расчетных, так и в экспериментальных данных наблюдаются рост антидемпфирования с увеличением частоты колебаний.

На рис.4 помещено сопоставление зависимостей Суа( o¿ ), 'тг7г < ), полученных по предлагаемой методике, с результатами численного интегрирования уравнений Навье-Стокса (Tuncer I.H., Wu J.С., Wang С.M. Theoretical and Numerical Studies of Oscillating Airfoils, AIAA J., 1990, Vol.28, No.9>. Эти данные показывают удовлетворительное согласование таких особенностей НАХ, как локальные возмущения от схода вихрей и рост антидемпфирования с увеличением параметра С*) .

Представленные материалы позволяют сделать вывод о приемлемой сходимости. результатов, полученных на основе разработанного алгоритма, с известными экспериментальными и численными данными в достаточно яироком диапазоне изменения кинематических параметров.

В третьей главе изложены результаты численных исследований

нестационарных аэродинамических характеристик профилей на околокритических углах атаки.

На рис.5,а помещены расчетные НАХ и схематизация рзззмтмя процессов обтекания, реализующихся на прп»ипв NACA ПО 17 при колебаниях по тангажу с параметрами: средний угол атаки

а s*. О

¿?С - 15 Ï амплитуда колебаний и - 10 ; безразмерная частота

* • е -

колебаний ы - 0,3; Re-2,5 10 ; Хт-0,25.

Здесь же на рис.5,б изображены соответствующие характеристики, полученные в Физическом эксперименте (Carr L.U.).

В приведенных материалах как в расчете, так и в эксперименте, событие (а) представляет собой постепенное развитие диФФУзорного отрыва (срыва с задней кромки). Событие (б) интерпретируется как момент зарождения вихря динамического срыва (вихря с передней кромки профиля). Дальнейпее резкое увеличение подъемной силы и момента на пикирование связывается в обоих экспериментах с воздействием развивающегося динамического вихря (в). Наконец,

событие (г) представляет собой отход динамического вихря, и как следствие - падение несучих свойств профиля. При этом в численном эксперименте обнаружено, что в окрестности задней кромки зарождается кормовой вихрь (событие (д)), взаимодействие которого с носовым приводит к подавлению антидемпфирования в окрестности вах. Событие (е) соответствует режиму глубокого

срыва, и а блихайвей окрестности ^ Din восстанавливается безотрывное обтекание.

Проведены исследования НАХ профиля NACA 0012 при колебаниях по тангажу о диапазоне частот от 0,3 до 3 с параметрами =15 ;

& - 10 ; Re=2,5-10 ; Хт=0,25. Полученные расчетные суммарные НАХ обобщены в виде зависимостей от частоты коэффициентов гармонической линеаризации функций Су( £Г ), 777i ( ¿Г > (рис.6). Случай ¿5 = 0,3 рассмотрен ранее (рис.5). При повыэении частоты (например, 00 = 1, рис.7) происходят значительные изменения в картине обтекания. В атом случае появление и развитие вихря динамического срыва смещается на обратный ход профиля. Как результат, подъемная сила на обратном ходе профиля увеличивается, а направление обхода части петли Суа( сС > изменяется на противоположное. В 'зависимости * ) преобладает

антидемпфирование.

Дальнейвее увеличение частоты i СО - 3, рис.7) приводит к значительному уменьшению вихревых составляющих НАХ (рис.6), направление обхода петли Суа( оС- ) вновь становится по часовой стрелке. Снижается амплитуда колебаний точки отрыва, нелинейные эффекты уменьшаются, а петли Crai<?¿ ), 777^ ( оС > преобретают вид, близкий к эллиптическому.

-Исследованы физические особенности вихревых течений, реализующихся при апериодических законах изменения кинематических параметров. Так, в частности, ча рис.8 помещено сопоставление Фрагментов расчетных осциллограмм Cytft ¿7 ), полученных при колебаниях и при трогании профиля с иеста (в последнем случае предполагалось, что скорость течения изменяется по следующему ступенчатому закону: при Т 4 0 V = 0; при Г > 0 V = V^ ). За точку сопряжения кривых Суа( ~ ) выбраны моменты зарождения разгонного носового (для случая ¿3 =0) и динамического (при колебаниях профиля) вихрей. Совместный анализ суммарных НАХ и численной визуализации обтекания показывают, что вихрь динамического срыва, образующийся при колебаниях по тангажу и носовой разгонный вихрь, возникающий при трогании профиля с места на больших закритических углах атаки имеют общие черты и оказывают схожее влияние на суммарные НАХ.

Рассиотренно кабрирование профиля NACA 0015 с различными

постоянными угловыми скоростями в диапазоне углов атаки от О до 35 ( рис.9, сплошная линия; Хт - безразмерная координата оси вращения). Аналогичные режимы ранее исследовались

экспериментально (Jumper E.J., Schreck S.J., Diaaick R.L. Lift--Curve Characteristics for an Airfoil Pitching at Constant Rate, J.Aircraft, 1987, VoI.24, No.1Q) (рис.9, втрих- пунктирная линия).

Сопоставление представленных материалов свидетельствует об адекватности численного моделирования основных Физических э«Фектов. Как из экспериментальных, так и из расчетных материалов следует, что увеличение параметра в некотором его диапазоне

приводит к существенному повьшгению значения Су а пах.

Анализ численной визуализации течения убеждает в том, что основной причиной повышения динамических несущих свойств при малых угловых скоростях ( 04 < 0,02) является запаздывание перемещения точки отрыва» При движении профиля с > 0,02

определяющую роль в формировании НАХ начинает играть вихрь динамического срыва. При этом максимально возможное значение подъемной силы, реализуемое на кабрирующеи профиле, оказывается близким к соответствующей величине, полученной при резком трогании профиля с места. Численными исследованиями также установлено, что при значениях > 0,12 коэффициент Суа шах

практически не зависит от скорости изменения угла атаки.

Для анализа механизма Формирования НАХ при апериодическом законе изменения угла атаки автором выполнены расчеты при различных положениях оси вращения профиля (рис.9). Из представленных материалов видно, что в рассмотренном случае величина Суа вэах мало чувствительна к выбору параметра Хт.

В работе проведено сопоставление НАХ профилей NACA D012,

отличающегося резкими статическими срывкыни характеристиками л

GA(U)-l с плавным срывом в "статике" при колебаниях на

околокритических углах атаки (рис.10). Очевидные качественные

расхождения между частотными характеристиками профилей NACA С012

и GA(U)-1 объясняются различиями в структуре обтекания. Так,

если для профиля NACA 0012 вихрь динамического срыва оказывает /

воздействие на болькую часть профиля (около 80% хо|?ды), то на профиле GA(V)-1 вихревое течение охватывает ливь хвостовую слабонесущую часть. Кроме этого, интенсивность вихря,

образующегося на профиле GAÍW)-1, значительно ниже,чем на профиле NACA 0012.

В четвертой главе рассмотрены нестационарные аэродинамические характеристики -профилей на больаих закритических углах атаки в условиях образования вихревых дорожек. Исследуется влияние

параметров закона колебаний на образование вихрей Кармана. Продемонстрировано» что при внешнем периодическом воздействии в рассматриваемой аэродинамической автоколебательной системе отрывном обтекании профиля NACA 0012, возникают такие явления как захват частоты схода вихрей на основной или кратных гармониках. Материалы исследований обоцаются в виде областей синхронизации (рис.11,а ; £0, - собственная частота системы):

- в области I наблюдаются асинхронные колебания; зависимости Cra( ¿Г ), f7?í ( 2Г > представляют собой результат наложения возмущений от схода несинхронизированных вихрей Кармана на соответствующую составляющую от колебаний профиля;

- область i I соответствует захвату частоты на основной гармонике; о указанном случае за один период вынужденных колебаний профиля сходит одна пара вихрей, состоящая из носового и кормового; вследствие такой перестройки картины течения функции Суа( ¿Г ),/77 ( ) преобретают вид, близкий к гармоническому;

- область III характеризуется наличием ультрагарионического захвата порядка 2;

- в области IV наблюдаются субгармонические колебания порядка

1/2.

В областях III и IV период образования вихрей Кармана в целое число раз меньше или больше периода внешних возмущений; в спектральном составе зависимостей Cra( ),^77< > преобладают две кратные гармоники (1/2 и ¿0 в области III; ¿0 и 2 ¿0 в

области IV).

Анализ полученных результатов показывает, что рассмотренная аэродинамическая систеиа имеет общие черты с известным генератором Ван - дер - Поля (Хаяси Т. Нелинейные холебэния в Физических системах, М:Мир, 1968) (рис.11,6).

В заключении сформулированы основные выводы работы:

1. На основе вязко-невязкого подхода разработан Эффективный алгоритм расчета нестационарных аэродинамических характеристик профилей с учетом отрыва потока. Сопоставления с аналитическими и численными реэениями, а также с экспериментальными материалами позволяют, сделать вывод о приемлемой точности результатов, получаемых с помощью разработанного алгоритма в широком диапазоне изменения кинематических и геометрических параметров.

2. Проведены широкие параметрические исследования динамического срыва на профилях. На оснсве изучения картины обтекания профиля и его суммарных НАХ раскрыт механизм Формирования аэродинамических нагрузок. Так, в частности,

показано, что увеличение частоты при гармонических колебаниях приводит к смешению образования и развития вихря динамического срыва с этапа кабрирования на .этап пикирования. При высоких частотах ( ¿"-1 > 3 ) происходит "заиорэживание* перемещения точки отрыва на профиле и уменьшение вихревых добавок в суммарных аэродинамических характеристиках.

3. Обнаружено, что при кабрировании с постоянной угловой скоростью профиля NACA 0015 максииально возможное значение подъемной силы оказывается близким к соответствующей величине, полученной при резком трогании профиля с места. При значениях безразмерной скорости изменения угла атаки ~ ^ 0.12 наступает аатомодельность коэффициента Суэ шах по этому параметру. Установлена слабая зависимость максимального коэффициента подъемной силы от положения оси вращения.. Указанная особенность является следствием доминирования вихревых составляющих в НАХ профиля.

4. Проведено сопоставление картины обтекания и НАХ профилей MACA 0012 и GA(tf)-l при колебаниях на околокритических углах атаки. Выявлена значительно меньшая потеря демпфирующих свойств на профиле GA(U)-1, обладающего более плавными статическими срывными характеристиками по сравнению с NACA 0012.

5. Результаты параметрических исследований НАХ представлены э виде зависимостей от частоты коэффициентов гармонической линеаризации подъемной силы и продольного момента. • Выделены диапазоны частот, соответсаующие антидемпФированмю движения по тангажу. Продемонстрировано, что на срывньга режимах основной вклад в аэродинамические нагрузки вносят составляющие, пропорциональные скорости изменения ггла атаки, отражающие злияние вихревых составляющих суммарных НАХ.

6. Исследованы особенности Формирования вихревых дорожек за профилен при обтекании на больших эакритических углах атаки. Продемонстрирован автоколебательный характер реализующихся при этом аэродинаиических характеристик.

7. При численном моделировании колебаний по тангажу в диапазоне больших эакритических углов атаки обнаружен захват частоты схода вихрей на основной и кратных гариониках. Построенные по результатам параметрических исследований области синхронизации аэродинамической системы оказались качественно схожи с соответствующими областями генератора Ван - дер - Поля. Основные результаты диссертации опубликованы в работах:

1.Короткое 0.О., Оумскмй Г.М. Об эффекте синхронизации при колебаниях профиля в потоке идеальной жидкости на больших углах атаки // Численные иетоды механики сплошной среды.-Новосибирск, 1986.- Т.17.- N в.- С.70-73.

2.Короткое О.Ю., Михайлова Л.В.» Вумский Г.К. Численное исследование отрывного обтекания тонкого профиля при различных видах внеянего возмущения // Изв. СО АН СССР, серия тех.нагк.- 1986.- вып.1.- No Д.- С.26-30 (перевод на англ.яз.: Korotkov O.Yu., Mikhaylova L.V., Shumsky G.H. Nuaerical Analysis of a Flow Separated from a Slender Airfoil Under Different Fores of Pertubatlons Applied to the Motion of That Airfoil // Soviet J.of Applied Physics,- 1986.- Vol.2.- No 4.- P.31-36)

3.Короткое 0.D., Сунекий Г.H. Расчет отрывного обтекания тонкого npo+иля при поступательных колебаниях // Изв. ВУЗов, Авиационная техника.- 1968.- No 4.- С.92-94. (перевод на англ.яз.: Korotkov O.Yu., Shumsky G.H. Calculation of Separated Flow around Thin Profile Performing Translational Oscillations // Soviet Aeronautics.-1988.- Vol.31.- No 4.-P.124-126.)

4.Короткое O.B., Сумский Г.К. Численное исследование динамического срыва на профилях.- Новосибирск. 1992. - 43 с. -(Препринт/ СибНИА; N 2-92).

5.Korotkov O.Yu., Shussky G.H. Nuaerical Modelling of Unsteady Separation Flow by Means Viscous - Inviscid Method // Proceed, of Inter. Confer. on the Methods of Aerophysical Research ICMAR'92.- Novosibirsk.- 1992.- Part II. - P. 60-83.

6.Korotkov O.Yu., Shumsky G.M. Algorythas and Programs for the Analysis of Aerodynamic Characteristics of Lifting Systems at High Angels of Attack // Proceedings of the Second Sino-Russian Symposium on Aerodynamics. Beijing: CAAE.- 1992.-P.69-77.

7.Короткое 0. D.» Вумский Г.M. Исследование некоторых видов аэродинамических автоколебательных систем в условиях внешнего возмущения // Тезисы докладов I 1-ой Всесоюз. кон*еренц. Нелинейные колебания механических систем.-

rr.rn.rua - 1QQD _ Ч О - Г 77

ft

Рис.1 Расчетная схема нестационарного отрывного обтекания профиля.

Рис.2 Зависимости статических значений коэффициентов подъемной силы и момента тангажа от угла атаки.

а) GAÍU)-1, Re=92Q0Q00;

б) GA(U)-2, Re=30000Q0;

в) NACA 0018, Re=297QOOO;

- расчет автора;

- - - эксперимент;

----- расчет (Болсхновский А. Л. и др.).

9 ю '/ мо ¿* а! о ' '3 ^ «' о / ^ л.*

V л с/ л? 'а / щ ц л а! о /

в) е)

Рис.3 НАХ_про*иля ЫАСА 0012 ; 1!е=2500000 ; Хт=0,25. а» = 0,2; .в = 14* ; 6) оз = 0,3; в =10" в) ^ = 0,5 в = 10'.

расчет автора;

- (сггг i.. 13. и ер, ).

) и ее л я,' О у « м * <о <} ао ее;

9 ■в! •АГ -Л

Рис.

/ л? л» а? 0 ? <С

а! Л

4 НАХ профиля МАСА 0012 = 15' ; в = ю" Пе=1000000 ; Хт=0,25. " _

а) и> = 0,2; б> 60 = 0,3; в) со = 0,5.

у

/ ^ «л» \ Л*

предлагаемый вязко-невязкий метол;

итегрирование уравнения Навье-Стокса {Ци Л.С. и др.).

Рис.5 Динамический срыв на профиле NACA 0012; _

с<= 15' ; в = 10° ;¿o = 0,3 ¡ Re=2500000; Хт=0,25 . а) расчет автора; в) эксперимент (Сагг L.U. >.

- статика

♦Г"»

V —

f\ > N (

тt+m?

демпфирование

i г з а

антидемп*ирование

Рис.6 Зависимости от частоты коэффициентов гармонической линеаризации НАХ профиля NACA 0012; Хт=0,25 .

- отрывное обтекание „¿„=15*; &• 10°; Не=2500000 (расчет);

- - - безотрывное обтекание (линейная теория, Белоцерковский С.М.).

t)

*---i

Рис.7 Влияние частоты колееаний на НАХ про*иля NACA 0012 е<=15°; е =10"; Re=2500000; Хт=0,25.

а) диапазон I ( со =0,3); е) диапазон II < ¿о =1); в) диапазон III (¿3 = 3).

зона диффгзорного отрыва; зона влиянии носового вихря;

3 - зона влияния кормового вихря.

Рис.8 Сопоставление НАХ про*иля

NACA 0012 при колеваниях и при резкой трогамии с иеста.

колебания по тангажу:

15* ; в= 1А' ; <У = 0,2; резкое трогание с иеста,29.

О 0,05 0,f 0,fS 0¿

Рис.9 Влияние скорости изменения угла атаки на

нестационарные, аэродинамические характеристики профиля NACA 0015; Re=200000.

1 - установившееся значение; *

2 - значение при резкой трогании с места. -расчет автора; —

- • - эксперимент (Juaper E.J. и др.; Хт=0,5)

Су "Су

- — г

-O.S

0,f

f,0

N

i i / S о /

■ ; \ i / / / ¿ ' J CO

t

2 3 ¿3

Рис.10 Влияние «ормы про*иля на нестационарные аэродинамические характеристики; _

=15"; в =10* ; Re-2500000; Хт=0,25.

профиль GA<U)-1; профиль NACA 0012.

,<г

■

1 1

л

'Ж hi ч

I Y-

£ -Ф-

а>0

( 1/

1 и

л

Ч и

'ЬЛ

2 а ¿¿о

Рис.11 Области синхронизации:

а) отрывного обтекания профиля NACA 0012 при вынужденных колебаниях по тангажу; 30* ;

Re = 2B000QQ; Хт=0,25* 6J генератора Ван-дер-Поля.

I - облаеть асинхронных колебаний;

I I - область захвата частоты на основной гармонике;

III - область захвата частоты на ультрагармонике порядка 2;

IV - область захвата частоты на субгарионике порядка 1/2.

Ответственный за выпуск

лоротков О.Ю.

Подписано в печать 22.11.93г.

Форлат бумаги 60x84/16 , Уч.пзд.л. 1.0

Тираж 100 экз. Заказ К 92

Отпечатано на ротапринте ИТПМ СО РАН , 630С50 , Новосийирск-90, Институтская 4/1