"Изучение свойств крыла с волнистой поверхностью и его применение для создания новых образцов малоразмерных летательных аппаратов". тема автореферата и диссертации по механике, 01.02.05 ВАК РФ

На правах рукописи

005051740

Зверков Илья Дмитриевич

ИЗУЧЕНИЕ СВОЙСТВ КРЫЛА С ВОЛНИСТОЙ ПОВЕРХНОСТЬЮ И ЕГО ПРИМЕНЕНИЕ ДЛЯ СОЗДАНИЯ НОВЫХ ОБРАЗЦОВ МАЛОРАЗМЕРНЫХ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ

01.02.05 - механика жидкости, газа и плазмы

АВТОРЕФЕРАТ диссертации на соискание ученой степени доктора технических наук

11 АПР 2013

Новосибирск - 2013

005051740

Работа выполнена в Федеральном государственном бюджетном учреждении науки Институте теоретической и прикладной механики им. С. А. Христиа-новича Сибирского отделения Российской академии наук (г. Новосибирск)

Научный консультант:

Козлов Виктор Владимирович, д.ф.-м.н., профессор, зав. лаб. №8 Института теоретической и прикладной механики им. С.А. Христиановича Сибирского отделения Российской академии наук.

Официальные оппоненты:

Саленко Сергей Дмитриевич, д.т.н., профессор, зав. кафедрой Аэрогидродинамики Новосибирского государственного технического университета.

Харитонов Анатолий Михайлович, д.т.н., профессор, г.н.с., Института теоретической и прикладной механики им. С.А. Христиановича Сибирского отделения Российской академии наук.

Копьёв Виктор Феликсович, д.ф.-м.н, профессор, начальник отделения Федерального государственного унитарного предприятия «Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского».

Ведущая организация: федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования «Московский авиационный институт (национальный исследовательский университет)».

Защита состоится 14 июня 2013 г. в 9-00 на заседании диссертационного совета Д003.035.02 в Институте теоретической и прикладной механики им. С. А. Христиановича СО РАН по адресу: 630090, г. Новосибирск, ул. Институтская, 4/1.

С диссертацией можно ознакомиться в библиотеке ИТПМ СО РАН.

Ваш отзыв на автореферат в двух экземплярах, заверенный печатью учреждения, просим выслать по адресу: Ученому секретарю диссертационного совета Д003.035.02, Институт теоретической и прикладной механики им. С. А. Христиановича СО РАН, 630090, г. Новосибирск, ул. Институтская, 4/1.

Автореферат разослан 13 г.

Ученый секретарь диссертационного совета, д. т. н.

И. М. Засыпкин

Общая характеристика работы

Диссертация посвящена изучению обтекания крыла с гладкой и волнистой поверхностью. Изучаются особенности структуры пограничного слоя и влияние этих особенностей на аэродинамические характеристики крыла с гладкой и волнистой поверхностью.

Актуальность темы

В настоящее время использование летательных аппаратов (ЛА) с малым полетным числом Рейнольдса (меньше 106) получает все большее распространение в гражданских и военных областях деятельности. К данным аппаратам относятся: различного рода беспилотные летательные аппараты, дистанционно-пилотируемые летательные аппараты, а также пилотируемые ЛА, относящиеся к классу легких и сверхлегких. Одной из особенностей обтекания крыльев данных аппаратов является наличие протяжённой зоны ламинарного течения, после которой на участке с неблагоприятным градиентом давления образуется локальная отрывная область (отрывной пузырь), где в большинстве случаев происходит переход к турбулентному течению. Отрывной пузырь способствует отрыву и срыву потока, а также образованию гистерезиса аэродинамических характеристик, что негативно влияет на аэродинамические характеристики ЛА. В развитии явлений отрыва и срыва потока большую роль играет процесс ла-минарно-турбулентного перехода (ЛТП), поэтому важной задачей является поиск средств диагностики и путей управления ЛТП.

Существующее многообразие способов управления ЛТП в общем случае можно разделить на пассивные и активные. Каждая из категорий обладает своими преимуществами и недостатками. Пассивные не нуждаются в дополнительном подводе энергии, однако они, как правило, оптимизированы для определенного режима и не способны изменяться во времени. Активные же позволяют изменять параметры воздействия в процессе обтекания, однако зачастую затраты энергии на управление превосходят выигрыш, полученный от управления переходом. Поэтому не существует универсального способа управления и его выбор зависит от поставленной задачи. Для малоразмерных летательных аппаратов оптимальным видится применение пассивных способов управления ЛТП. Одним из перспективных направлений среди них является применение волнистости, расположенной на несущей поверхности продольно по потоку. В работах отечественных и зарубежных авторов (Занин и др., Р^/ПкЬэоую и др.) было показано, что для чисел Рейнольдса порядка 105, в ряде случаев, волнистость, расположенная на несущей поверхности крыла, значительно увеличивает критические углы атаки, а также устраняет гистерезис аэродинамических характеристик. Однако систематизированных данных о физических механизмах, приводящих к улучшению характеристик, получено не было. Актуальность

данной работы состоит в том, чтобы найти алгоритмы осознанного выбора параметров волнистости для изменения аэродинамических характеристик крыла в лучшую сторону, что в свою очередь будет способствовать более безопасной эксплуатации малоразмерных летательных аппаратов. Для этого необходимо проследить влияние структуры пограничного слоя возникающей на крыле с волнистой поверхностью на аэродинамические характеристики крыла.

Для удобства дальнейшего изложения введём два важных термина. Классическое крыло - это крыло, радиус кривизны поверхности которого вдоль размаха много больше, чем радиус кривизны передней кромки (рис.1,я). Волнистое крыло - это крыло, радиус кривизны поверхности которого вдоль размаха сопоставим с радиусом кривизны передней кромки (рис. 1,6). При этом образуются горбы и впадины, продольная ось которых ориентирована вдоль хорды.

Профиль классического крыла а-а

1Ч»г

Профиль

волнистого

крыла

в-в

Вид спереди классического крыла |

1 А

Вид спереди В_

волнистого крыла >

в

о)

б)

Рис. 1. Соотношение радиусов кривизны поверхности для классического (а) и для

волнистого (б) крыла

В данной работе при числах Рейнольдса порядка 105 проведены подробные исследования структуры пограничного слоя на классическом и волнистом крыле и показано, как влияет структура пограничного слоя на аэродинамические характеристики классического и волнистого крыла конечного размаха. Также изучается возможность создания летательного аппарата с эластичной, адаптируемой под конкретные условия обтекания, обшивкой на базе волнистого крыла.

Целью диссертационной работы является экспериментальное исследование ламинарно-турбулентного перехода (ЛТП) на классическом и волнистом крыле, выявление преимуществ в аэродинамических характеристиках крыла конечного размаха (2 = 3.5), которые даёт применение волнистой поверхности

крыла, рассмотрение новой концепции управления ЛТП и аэродинамическими характеристиками крыла с помощью изменяемой в режиме реального времени волнистости поверхности.

В задачи диссертационной работы входило:

разработка методик проведения экспериментов (сажемасляная и теплови-зионная визуализация), Р1У, термоанемометрические измерения и изготовление экспериментальных моделей;

исследование ЛТП на классическом и волнистом крыле;

исследование аэродинамических характеристик прямого и скользящего классического и волнистого крыла конечного размаха (А = 3.5) с помощью проведения качественных и количественных аэродинамических экспериментов;

Определение путей оптимизации волнистости;

Разработка несущей поверхности с переменной волнистостью для малоразмерного летательного аппарата.

Научная новизна

1. Впервые получены данные о положении и структуре ЛТП над крылом с волнистой поверхностью при угле атаки а = 0°.

2. Показано, что для низких чисел Рейнольдса (Яе<106) изменение степени турбулентности в аэродинамической трубе с е = 0.04% до е = 0.64% существенно влияет на характер и особенности ламинарно-турбулентного перехода классического крыла и, как следствие, на его аэродинамические характеристики.

3. Впервые получены экспериментальные данные, позволяющие сравнить структуры отрывного течения на классическом и волнистом крыле для разного типа профилей. Показано, что для профилей с максимальной толщиной ¡И = 16% хорды, при положении максимальной толщины на 15% по хорде применение волнистости поверхности даёт увеличение критического угла атаки и увеличение на 50% максимальной подъёмной силы по сравнению с классическим крылом. Для профилей с той же максимальной толщиной, но расположенной на 25% хорды происходит ликвидация гистерезиса подъёмной силы на околокритических углах атаки.

4. Впервые обнаружено, что при наличии угла скольжения передней кромки до Р = 45° волнистое крыло конечного размаха (А = 3.5) сохраняет свои преимущества перед классическим крылом.

5. В результате исследования параметров волнистости поверхности были получены данные, показывающие, что при числах Рейнольдса порядка 105 наибольшее улучшение аэродинамических характеристик крыла внесли следующие параметры: высота горба /= 1.3% хорды; ширина горба g= 13% хорды ширина впадины у=1% хорды; протяжённость горба ей =105% хорды.

6. Впервые получены данные о структуре течения на наветренной поверхности волнистого крыла. Выявлено, что на волнистом крыле ЛТП возникает даже в области благоприятного градиента давления.

7. Впервые были проведены эксперименты с моделью крыла с переменной волнистостью. Была показана возможность управления режимами течения на околокритических углах атаки с помощью изменения параметров волнистости в реальном масштабе времени.

8. В работе проведены расчёты, показывающие принципиальную возможность управления летательным аппаратом с помощью крыла с изменяющимися параметрами волнистости и сформирована концепция вариоформного секционного крыла (ВФС крыло).

Практическая ценность работы

1. Сконструирован, опробован и введён в эксплуатацию автоматический измерительный комплекс для трубы Т-324.

2. Сконструированы, опробованы и введены в эксплуатацию аэродинамические весы для трубы Т-324.

3. Полученные в работе обширные количественные данные о структуре отрывных течений и характеристиках возмущений, нарастающих за точкой отрыва на классическом и волнистом крыльях, могут быть использованы для верификации теоретических подходов и создания более совершенных методов расчета течений в области отрыва и срыва потока.

4. Установлено, что для исследований срыва потока на крыльях при малых числах Рейнольдса (Яе = 0.9-2.2 • 105) необходимо использовать аэродинамические трубы со степенью турбулентности набегающего потока е < 0.2%, поскольку только при таких условиях можно получить результаты по срыву потока, близкие к натурным.

5. Получен патент «Гибкое крыло» 2004 г., № 2242403 в котором была применена волнистость подветренной поверхности крыла с параметрами, исследованными на жёсткой экспериментальной модели.

6. Получен патент «Несущая поверхность» 2007 г., № 2994300. Технические решения, приведённые в патенте, могут применяться как в авиационной, так и ветроэнергетической технике.

7. Получен патент «Способ управления отрывом потока» 2008 г., №2328411. Технические решения, приведённые в патенте, могут применяться во всех отраслях техники, связанной с управлением потоком жидкости или газа.

8. Получен патент «Способ управления аэродинамическими характеристиками несущей поверхности и несущая поверхность» 2011г., №2412864, Технические решения, приведённые в патенте, могут быть применены на малоразмерных беспилотных летательных аппаратах.

Достоверность полученных данных обеспечивается применением неоднократно проверенных методов качественного и количественного эксперимента, а также совмещением нескольких методик для исследования одного и того же объекта. Результаты сажемасляной визуализации и тепловизионной съемки подтверждаются весовыми измерениями. Результаты Р1У метода согласуются с данными, полученными с помощью термоанемометра. Сажемасляная визуализация осуществлялась с применением люминесцентного порошка, съемка полученных картин течения велась в ультрафиолетовом свете, что позволило получить высококачественные изображения. Результаты согласуются с предыдущими исследованиями по данному направлению.

На защиту выносятся следующие научные положения диссертации:

- результаты экспериментального исследования по воздействию волнистости поверхности крыла на структуру отрывных течений (локальный отрыв пограничного слоя и срыв потока с передней кромки) на подветренной стороне крыла;

-данные экспериментального исследования о положении на волнистом крыле ламинарно-турбулентного перехода вдоль линии горба и вдоль линии впадины, а также в промежуточных сечениях между ними;

— полученные данные о влиянии степени турбулентности потока в аэродинамической трубе на структуру и локализацию отрывного пузыря на классическом крыле, и взаимосвязь с аэродинамическими характеристиками крыла;

-результаты экспериментального исследования аэродинамических характеристик классического и волнистого крыла конечного размаха (Я = 3.5);

-экспериментальные данные по исследованию влияния угла скольжения на течение у поверхности классического и волнистого крыла конечного размаха в области критических углов атаки;

-результаты экспериментального исследования течения на подветренной и наветренной сторонах классического и волнистого крыла конечного размаха;

- концепция вариоформного секционного крыла.

Апробация работы

Основные результаты исследований докладывались на внутренних семинарах Института теоретической и прикладной механики им. С. А. Христиановича Сибирского отделения РАН, Новосибирского государственного технического университета, Немецкого аэрокосмического центра (DLR) в Гётгингене, а также на следующих конференциях: Русско-корейском международном симпозиуме по науке и технологии (2002, Новосибирск); Международной конференции по методам аэрофизических исследований ICMAR (2002, 2004, 2007, 2008, 2010, Новосибирск); Международной конференции молодых учёных «Актуальные вопросы теплофизики и физической гидрогазодинамики» (2002, Новосибирск); Международной конференции «Устойчивость течений гомогенных и гетерогенных жидкостей» (2004, 2005, Новосибирск); конференции молодых учёных «Проблемы механики: теория, эксперимент и новые технологии» (2004, Новосибирск); научно-технической конференции НГАСУ (2005, 2006, 2008, 2009, Новосибирск); Европейской конференции по аэрокосмическим исследованиям EUCASS (2005, 2009, 2011, Москва, Версаль, Петербург); конференции «Авиация и космонавтика» (2005, Москва); 6-й европейской конференции по механике жидкости EFMC-6 (2006, Стокгольм); XYIII сессии Международной школы по моделям механики сплошной среды. (2007, Саратов); Всероссийском семинаре НГАСУ (2007, Новосибирск); научно-технической конференции «Перспективные направления научных исследований в аэронавтике. Передача знаний молодёжи» (2008, Жуковский); конференции «Фундаментальные основы МЭМС- и нанотехнологий» (2009, Новосибирск); международном симпозиуме IUTAM по ламинарно-турбулентному переходу (2009, Стокгольм); VII Всероссийской конференции молодых ученых «Проблемы механики: теория эксперимент новые технологии» (2009, Новосибирск); конференции «НТК МС-2010 СибНИА» (2010, Новосибирск); конференции «Актуальные вопросы теплофизики и физической газодинамики» (2010, Новосибирск); Юбилейной научно-технической конференции посвященной 70-летию со дня основания СибНИА им. С. А. Чаплыгина (2011, Новосибирск); международной конференция молодых учёных «Актуальные вопросы теплофизики и физической гидрогазодинамики» (2012, Новосибирск); 23-м Международном конгрессе по теоретической и прикладной механике ICTAM (2012, Пекин).

Публикации

Основные результаты исследований представлены в 57 печатных работах, 19 из которых находятся в списке ВАК РФ, среди них 4 патента на изобретение.

Личный вклад автора

Автор принимал непосредственное участие в изготовлении моделей, изготовлении экспериментальных установок, обеспечении и проведении экспериментов, а также обработке и анализе полученных данных. Автор непосредственно участвовал в подготовке публикаций и патентов. Все выносимые на защиту результаты получены лично соискателем. Результаты экспериментов опубликованы с разрешения соавторов.

Структура и объем работы

Диссертация состоит из семи глав, заключения списка цитируемой литературы, списка публикаций автора. Общий объем 239 страниц, в том числе 169 рисунков.

В первой главе делается небольшое введение, рассказывается об особенностях обтекания крыльев при числах Рейнольдса порядка 105 и о том, какие возникают сложности при проектировании и эксплуатации малоразмерных летательных аппаратов. Представлен обзор работ других авторов, которые различными методами пытались устранить проблемы обтекания крыльев при малых числах Рейнольдса. Более подробно рассмотрены работы, касающиеся применения волнистой поверхности на крыле. Приведены данные о работах, предлагающих использовать волнистость поверхности на лопастях ветроэнергетических установок. Освещается новое направление в конструировании малоразмерных летательных аппаратов, которое получило название «морфный» самолёт.

Вторая глава посвящена описанию параметров моделей, а также экспериментальных установок и особенностей проведения экспериментов. При проведении экспериментов использовалось в общей сложности 10 моделей крыла. 6 из них были представлены парами с одним и тем же профилем, но одно крыло было классическим, а другое волнистым. Для двух пар крыльев с удлинением 1 и 3.5 был сконструирован особый профиль 2-15-25 (рис. 2). Он имел большой радиус передней кромки (4% хорды), одинаковый максимальный прогиб верхнего и нижнего обвода И , а положение максимального прогиба на одной стороне составляло 15% по хорде, а на другой стороне 25% по хорде.

0.15с

Рис. 2 Профиль г-15-25. с - хорда профиля, И - максимальный прогиб обвода профиля.

То есть обвод, по сути, состоит из двух половин симметричных профилей Z-15 и Z-25. Протекание срывных процессов, как показало моделирование в программе Xfoil, на таком профиле для положительных углов атаки соответствует симметричному профилю с положением максимальной толщины на 15% по хорде (Z-15), а для отрицательных углов атаки - симметричному профилю с положением максимальной толщины на 25% по хорде (Z-25). При угле атаки а = 0° распределение давления и характеристики пограничного слоя также соответствуют для верхней стороны профилю Z-15, а для нижней стороны Z-25. При а = 0°, степени турбулентности е = 0.04% и числе Рейнольдса Re = 1.14-105 были сделаны подробные измерения характеристик пограничного слоя на прозрачных моделях крыла (Я = 1) с помощью PIV метода. Эксперименты проводились в аэродинамической трубе Немецкого института аэрокосмических исследований (DLR) в Гёттингене. На моделях с удлинением Я = 3.5 была проведена сажемасляная визуализация, весовые измерения и термоанемометрические измерения в трубе Т-324 Института теоретической и прикладной механики СО РАН при параметрах е- 0.04% и Re = 1.3-105. Кроме того, весовые измерения в этой же трубе были проведены на модели крыла от радиоуправляемого планера с удлинением 1=5 и сужением г]= 1.3. Модели классического и волнистого крыла с профилем P-III-A, с максимальной толщиной профиля th = 12% хорды были подробно исследованы в трёх аэродинамических трубах Т-324, МТ-324 и СС-19 Новосибирского государственного технического университета.

В экспериментах использовались 6 методик исследования:

1) сажемасляная визуализация;

2) тепловизионная визуализация;

3) термоанемометрические измерения;

4) пневмометрические измерения;

5) весовые измерения;

6) измерения с помощью PIV (Particle Image Velocimetry - Измерение скорости по фотографиям частиц).

Для большинства моделей применялось несколько методик, которые взаимодополняли и верифицировали друг друга.

Третья глава посвящена изучению пограничного слоя на классическом и волнистом крыле малого удлинения (Я = 1) при угле атаки а = 0°.

Этот угол атаки выбран по той причине, что структура пограничного слоя сохраняется такая же, как на подветренной стороне крыла при докритических углах атаки, и, с другой стороны, геометрические размеры пограничного слоя и отрывного пузыря достаточно велики, чтобы проводить исследования с помощью термоанемометра и даже с помощью PIV.

На первом этапе проводились эксперименты с классическим и волнистым крылом удлинения (Я = 1) и профилем Р-Ш-А. На концах модели были установлены концевые шайбы. Впервые была наглядно показана разница в структуре пограничного слоя классического и волнистого крыла (рис. 3).

б)

Рис. 3. Сажемасляная визуализация и её трактовка на классическом крыле (а) и на

волнистом крыле (б).

Угол атаки а = 0° , скорость набегающего потока Fco = 12м/с, Re = 1.7-105.-/ - область ламинарного течения; 2 - область отрывного пузыря; 3 - область турбулентного течения.

На классическом крыле наблюдается отрывной пузырь, занимающий весь размах крыла. На задней границе замечено образование трёхмерных структур. На волнистом крыле отрывной пузырь локализуется только во впадинах. На волнистом крыле отрывные пузыри расположены выше по потоку, чем на классическом. С помощью термоанемометра были измерены профили продольной компоненты средней скорости и пульсаций скорости. Измерения проводились вдоль линии впадины, вдоль линии горба и по оси симметрии классического крыла. Профили средней скорости подтвердили наличие отрыва на волнистом крыле только вдоль линии впадины. Кривые нарастания пульсаций вдоль хорды крыла (рис. 4) показали, что ЛТП вдоль впадины волнистого крыла происходит раньше, чем на классическом крыле, зато вдоль линии горба пульсации нарастают, даже медленнее, чем на классическом крыле и, по-видимому, не достигают максимума на 75% по хорде крыла.

В главе 4 приведены результаты исследования, которые были призваны ответить на поставленные в главе 3 вопросы. Исследования проводились на профиле 2-15-25 на модели с удлинением Х = 1, А = 2 и Я = 3.5. Вопрос о возникновении трёхмерных структур на задней границе отрывного пузыря исследовался с помощью сажемасляной визуализации. Изменяя число Рейнольдса в пределах (0.54-3.26)-105 на модели с удлинением X = 2, удалось показать, что область трёхмерных структур связана с краевыми эффектами размаха крыла и её размер зависит от протяжённости отрывного пузыря по хорде крыла. Далее на крыло с удлинением А = 3.5 устанавливались перегородки, имитирующие крыло с меньшим удлинением с концевыми шайбами. Сажемасляная визуализация показала, что при степени турбулентности набегающего потока е = 0.04% у концевых шайб также образуются трёхмерные структуры (рис. 5), что, по-видимому, и явилось причиной трёхмерной

Рис. 5. Сажемасляная визуализация и её трактовка, а = 0°, Яе =1.7-105, е = 0.04%. Перегородки располагаются симметрично относительно середины размаха на расстоянии 54% хорды крыла. I - область ламинарного течения; 2 - область отрывного пузыря; 3 - область турбулентного течения; 4 - зоны влияния концов модели крыла; 5 - зона влияния перегородки.

структуры на задней границе отрывного пузыря на крыле малого удлинения с профилем Р-Ш-А. Была выработана рекомендация для проведения исследований на классическом крыле при низкой степени турбулентности. Размах модели должен быть в 4 раза больше длины отрывного пузыря по хорде крыла при исследуемом числе Рейнольдса, в противном случае вся задняя граница отрывного пузыря будет занята областью с трёхмерной структурой течения.

Далее в четвёртой главе, приведены результаты исследования спектров пульсаций на классическом и волнистом крыльях вдоль впадины при различных скоростях набегающего потока. Эти измерения не выявили никаких выделенных частот в пакете волн неустойчивости на волнистом крыле. По-видимому, при исследовании на профиле Р-Ш-А этот пик был вызван случайным акустическим возмущением.

Для ответа на третий вопрос, поставленный в главе 3, проводились исследования с помощью Р1У на прозрачных моделях. Лазерный нож был направлен вдоль хорды и имел возможность менять своё положение по размаху крыла с

зультаты приведены на рис. 7. Измерения проводились при числе Рейнольдса 1.3-105 в аэродинамической трубе Т-324 при степени турбулентности е = 0.04%.

Классическое крыло,увеличение а Классическое крыло, уменьшение и Волнистое крыло, увеличение а Волнистое крыло, уменьшение а

Рис. 7. Зависимость коэффициента подъёмной силы (а) и аэродинамического качества

(б) классического и волнистого крыла с удлинением X = 3.5, при Ке=1.3-105.

Результаты измерений показали, что для профиля 2-15 применение волнистой поверхности даёт прирост максимальной подъёмной силы около 50% по сравнению с классическим крылом. В силу отсутствия срыва потока на волнистом крыле для профиля г-15 в диапазоне углов атаки 1... 10° значительно выше аэродинамическое качество. Для профиля Ъ-25 волнистое крыло позволяет избавиться от гистерезиса подъёмной силы. Аэродинамическое качество в диапазоне углов атаки -1...-12° при увеличении угла атаки также больше у волнистого крыла даже при условии, что и на классическом и на волнистом крыле наблюдается присоединённое течение. Режимы течения были дополнительно диагностированы с помощью сажемасляной и тепловизионной визуализациями.

На некоторых характерных углах атаки проводилась сажемасляная визуализация и тепловизионная съемка. При этом выявились негативные эффекты применения волнистости. Оказалось, что на наветренной стороне волнистая поверхность инициирует ЛТП во впадинах, несмотря на благоприятный градиент давления. На горбе же происходит нарастание ламинарного пограничного слоя, как и у классического крыла рис. 8.

Ц Ч

а) б)

Рис. 8. Тепловизионная съемка наветренной стороны моделей классического (а) и волнистого (б) крыльев. Профиль Z-25, X = 3.5, Яе = 1.410 , а = 5°.

1 - ламинарное течение; 2 - отрывные пузыри; 3 - присоединенное турбулентное течение.

Таким образом, необходимо отметить, что основные положительные эффекты от применения волнистости поверхности проявляются при её расположении на подветренной стороне крыла. На наветренной же стороне волнистость не нужна за исключением аппаратов, рассчитанных на обратный пилотаж.

Целью дальнейшего цикла работ, изложенных в пятой главе, было выяснить, сохраняются ли преимущества волнистого крыла перед классическим при появлении скольжения в обтекании. В ходе данной части работы была осуществлена сажемасляная визуализация на классическом и волнистом крыльях при углах скольжения /?= 0°, 15°, 30° и 45° в области критических углов атаки. Для классического и волнистого крыльев с профилем 2-15 был выбран угол атаки а = 9°, и дополнительный для волнистого крыла а= 16°. Число Рейнольдса в данной серии экспериментов было Яе =1.55ТО5.

полного срыва, наблюдаемого в отсутствие скольжения. На волнистом крыле при тех же Р = 15° и а = 9° наблюдается небольшой участок ламинарного течения вблизи передней кромки, система отрывных пузырей, локализованных во впадинах, и полностью присоединенное турбулентное течение вниз по потоку рис. 8,6. При увеличении угла атаки на волнистом крыле до а = 16° при отсутствии скольжения значительную часть модели занимает срыв с образованием возвратного течения, однако при скольжении р = 15° (рис. 8,в) область мощных вихревых структур и срыва занимает меньше половины поверхности модели, на другой же части идет присоединенное турбулентное течение. При дальнейшем увеличении угла скольжения на волнистом крыле поток присоединяется быстрее, и уже при скольжении Р = 30° на волнистом крыле, в отличие от классического, мы имеем полностью присоединенное турбулентное течение. Таким образом, следует заключить, что при появлении углов скольжения волнистое крыло не только не теряет своих преимуществ перед классическим, но и имеет дополнительное преимущество в виде более раннего присоединения пограничного слоя с ростом угла скольжения.

Шестая глава посвящена варьированию параметров волнистости. Тема эта новая и кажется очень обширной, поэтому в работе была сделана попытка изменения всех параметров волнистости, но в небольших пределах. Обозначения параметров представлены на рис. 10. Пределы изменений были следующими^- 1... 1.8% хорды; v- 1...2, 16%; 11...14%; сЬ-50...105%.

Рис. 10. Параметры волнистости крыла, подвергшиеся изменению.

Результаты исследования, проведённые с помощью сажемасляной визуализации, показали, что влияние высоты горба в пределах/= 1...1.8%, а также ширины впадины у=1...2% хорды несущественно. Изменение ширины горба в пределах 11... 14% хорды также не оказало видимого влияния. Увеличение

ширины впадины до у= 16% негативно повлияло на структуру течения, поскольку в такой впадине образовался обширный отрывной пузырь. Уменьшение протяжённости горба до с/г = 54% также повлияло негативно, уменьшив критический угол атаки крыла по сравнению с вариантом ск = 105% на 3°. Однако в сравнении с классическим крылом преимущество всё равно оказалось на стороне волнистого крыла с параметром ск = 54%. Критический угол атаки в условиях трубы с открытой рабочей частью увеличился на 11.5°. Таким образом, положительные эффекты волнистого крыла, по-видимому, связаны в основном с генерацией системы трехмерных структур во впадинах, которые оказывают влияние на дальнейшее течение. В образовании и поддержании данных структур важную роль играет волнистость, расположенная от передней кромки и до конца отрывного пузыря в обтекании аналогичного классического крыла. Для проверки этого утверждения были проведены эксперименты с крылом радиоуправляемой модели самолета. На крыло устанавливалась волнистость протяженностью от передней кромки до 45% хорды.

И

б)

Рис. 11. Визуализация шелковинками.

Профиль 82095, Л = 5, Ле = 1.7-105,<х= 15° (а), а = 18° (б).

На рис. 11 представлены картины обтекания подветренной стороны крыла при угле атаки 15° и 18° градусов. На гладкой части крыла (рис. 11,а) наблюдается отрыв потока, в то время как на волнистой присоединенное турбулентное течение. При установке волнистости на всем размахе (рис. 11,6), поток становится почти полностью присоединенным, даже при увеличении угла атаки на 3°. Исключение составляет лишь небольшая зона стыковки волнистых панелей.

По результатам данного цикла работ получен патент №2994300 «Несущая поверхность».

В Главе 7 выдвигается концепция вариоформного секционного (ВФС) крыла. В ходе работ по оптимизации волнистости на поверхности крыла была разработана концепция несущей поверхности с волнистостью, изменяемой в режиме реального времени. ВФС-крыло представляет собой каркас, состоящий из жесткого силового набора, обтянутый эластичной обшивкой, жестко закрепленной к контурным силовым элементам (рис. 12).

а) б)

Рис. 12. ВФС крыло: экспериментальная модель (а) и эскиз внутреннего устройства

модели (б).

1 - жесткий каркас, 2 - продольный силовой набор, 3 - поперечный силовой набор, 4 - эластичная обшивка, 5 - каналы для распределения давления.

Вся площадь несущей поверхности разделяется на герметичные, в общем случае не зависящие друг от друга секции. Каждая секция связана пневмотрас-сой с источником перепада давления, который может быть установлен в корпусе летательного аппарата. Секции связаны между собой и общим магистральным каналом через управляемые клапаны для возможности объединения в блоки.

В эксперименте было показано, что с помощью такой конструкции можно управлять режимами течения крыла на околокритических углах атаки, меняя присоединённое течение на отрывное и наоборот. Далее в седьмой главе с помощью программы Хйн1 были сделаны расчёты, показывающие, что, меняя профиль в пределах допустимых конструкцией ВФС-крыла, можно управлять аэродинамическими характеристиками профиля. Пределы изменения характеристик профиля достаточны для управления неманёвренным летательным аппаратом, например беспилотным летательным аппаратом для осуществления мониторинга земной поверхности. Управление таким ЛА осуществляется посредством создания перепада давления в секциях. При разряжении внутри крыла на поверхности секции возникает «впадина», при нагнетании - «горб», и тем самым формируется некий средний секционный профиль. Распределение давления на его поверхности создает необходимое значение и направление аэродинамических сил и моментов. Таким образом, путем комбинации секционных профилей осуществляется полноценное управление летательным аппаратом.

Получен патент №2412864 «Способ управления аэродинамическими характеристиками несущей поверхности и несущая поверхность».

Основные результаты и выводы

В данной работе проведено комплексное исследование обтекания классических и волнистых крыльев для малоразмерных летательных аппаратов при натурных числах Рейнольдса. Эксперименты выполнялись в аэродинамических трубах при числах Рейнольдса от (0.54-3.2б)-105 с использованием шести взаимодополняющих методов исследования. Основное внимание уделялось изучению физических процессов, происходящих при переходе к турбулентности в пограничном слое крыла и при отрыве потока. Полученные сведения могут быть использованы при разработке новых моделей малоразмерных летательных аппаратов, а также для верификации численных методов расчёта течений данного класса. Основные результаты работы заключаются в следующем.

1. При проведении экспериментов в условии низкой степени турбулентности е = 0.04% при числе Рейнольдса порядка 105 обнаружено, что размах классической модели должен быть больше, чем удвоенная ширина отрывного пузыря по хорде, иначе вся задняя граница будет занята областью трёхмерного течения. Найдено, что при проведении весовых измерений при малых числах Рейнольдса повышение степени турбулентности с е = 0.04% до е = 0.64%, может на 20% увеличить максимальный Суа и до 30% уменьшить лобовое сопротивление за счёт устранения срыва потока.

2. Обнаружено, что на волнистом крыле, в отличие от классического, образуются локальные отрывные пузыри, расположенные вдоль линии впадины. Установлено, что ламинарно-турбулетный переход вдоль линии впадины протекает по такому же сценарию, как и на классическом крыле, через развитие волн неустойчивости в оторвавшемся сдвиговом слое. Показано, что образующийся пакет волн неустойчивости в пограничном слое вдоль впадины на волнистом крыле может быть хорошо описан с помощью линейной теории устойчивости в локально-параллельном приближении.

3. Найдено, что вдоль линии горба на волнистом крыле ламинарно-турбулентный переход происходит ниже по потоку, чем вдоль линии впадин. Показано, что смещение максимальной толщины профиля волнистого крыла на 10% по хорде приводит к смещению на 20% положения ламинарно-турбулентного перехода вниз по потоку. Выявлено, что при осреднении по размаху ламинарно-турбулентный переход на волнистом крыле происходит раньше на 10-15%, чем на классическом.

4. Показано, что в условиях низкой степени турбулентности при числе Рейнольдса 1.3-105 волнистое крыло с профилем 2-15 имеет на 50%, больший максимальный Суа и критический угол атаки, а для профиля 2-25 отсутствует гистерезис подъёмной силы. Найдено, что волнистая поверхность провоцирует образование отрывных пузырей и ламинарно-турбулентный переход на наветренной стороне крыла, в то время как на классическом крыле при этих же условиях наблюдается ламинарный пограничный слой. Выявлено, что при обтекании модели крыла под углом скольжения при числах Рейнольдса порядка 105 в области критических углов атаки волнистое крыло не только не теряет своих пре-

21

имуществ перед гладким, но и обладает более ранним присоединением потока с ростом угла скольжения.

5. Найдено, что на крыле малого удлинения (Я = 1) наибольший угол атаки, при котором сохраняется присоединённое течение из всех испробованных вариантов волнистости, достигается при параметрах: /= 1.3%, v= 1%, g = 12%, ch = 105%, при числах Рейнольдса порядка 105. Установлено, что негативное влияние оказывает увеличение ширины впадины, поскольку увеличивается площадь отрывного пузыря. Обнаружено, что уменьшение протяжённости горба до ch = 54% на крыле малого удлинения (Я = 1) снижает критический угол атаки только на 10%. Показано, что на крыле с большим удлинением (Я = 5) частичная волнистость поверхности (ch = 50%) способна устранить срыв потока и улучшить аэродинамические характеристики крыла.

6. Продемонстрировано, что разработанная концепция ВФС крыла позволяет не только активно управлять процессом ламинарно-турбулентного перехода и режимами обтекания на крыле, но и осуществлять управление летательным аппаратом в целом.

7. Из результатов проделанной работы можно заключить, что для летательных аппаратов с полетными числами Рейнольдса порядка 10 специально спроектированная волнистость, расположенная на несущей поверхности продольно потоку, в общем случае положительно влияет на аэродинамические характеристики аппарата в широком диапазоне углов атаки и скольжения.

Основные публикации по теме диссертации:

1. Козлов В. В., Занин Б. Ю., Зверков И. Д. Развитие возмущений при одновременном возникновении

двух типов отрыва на модели крыла // Теплофизика и аэромеханика. - 2001. - Т. 8, № 4. - С. 525 - 530.

2. Зверков И. Д., Занин Б. Ю. Влияние концевых шайб на топологию срывного течения на прямом крыле

// Аэромеханика и газовая динамика. - 2002. - № 3. - С. 68 - 72.

3. Зверков И. Д., Занин Б. Ю. Влияние формы поверхности крыла на отрыв потока // Теплофизика и аэ-

ромеханика. - 2003. - Т. 10, № 2. - С. 205 - 213.

4. Козлов В. В., Зверков И. Д., Занин Б. Ю., Довгаль А. В., Рудяк В. Я., Борд Е. Г., Кранчев Д. Ф. Экс-

периментальное и теоретическое исследование развития возмущений в пограничном слое на крыле малого удлинения // Теплофизика и аэромеханика. - 2006. - Т. 13, № 4,- С. 551 - 560.

5. Занин Б. Ю., Зверков И. Д., Козлов В. В., Павленко А. М. О новых методах управления дозвуковыми

отрывными течениями // Вестник НГУ. серия: Физика. - 2007. - Т. 2, вып. 1. - С. 10 - 18.

6. Козлов В. В., Зверков И. Д., Занин Б. Ю. Довгаль А. В. Рудяк В. Я., Борд Е. Г., Кранчев Д. Ф. Ис-

следование развития возмущений отрывного ламинарного течения на крыле с волнистой поверхностью//Теплофизика и аэромеханика. - 2007. - Т. 14,№3.-С.343-351

7. Занин Б. Ю., Зверков И. Д., Козлов В. В., Павленко А. М. Вихревая структура отрывных течений на

моделях крыльев при малых скоростях потока // Изв. РАН, МЖГ. - 2008. - № 6. - С. 114 - 120. 8 Zverkov I., Zanin В., Kozlov V. Disturbances Growth in Boundary Layers on Classical and Wavy Surface Wings // AIAA J. - 2008,- Vol. 46, No. 12,- P. 1023 - 1033.

9. Зверков И. Д., Козлов В. В., Крюков А. В. Исследование отрыва пограничного слоя на классическом и

волнистом крыльях с помощью тепловизора // Вестник НГУ. Серия : Физика. - 2010. - Т. 5, вып. 2. -С. 20-28.

10. Зверков И. Д., Козлов В. В., Крюков А. В. Влияние степени турбулентности набегающего потока в аэродинамической трубе на отрыв пограничного слоя // Теплофизика и аэромеханика. - 2011- Т. 18, №2.-С. 213-224.

IX. Зверков И. Д., Козлов В. В., Крюков А. В. Влияние волнистости на структуру пограничного слоя и аэродинамические характеристики крыла конечного размаха // Вестник НГУ. Серия: Физика. - 2011 .Т. 6, вып. 2.-С. 26-42.

12. Зверков И. Д., Козлов В. В., Крюков А. В. Улучшение аэродинамических характеристик крыла малоразмерного аппарата // Доклады академии наук. - 2011. - Т. 440, № 6. - С. 1 - 4.

22

13. Зверков И. Д., Козлов В. В., Крюков А. В. Особенности обтекания прямого и скользящего крыла конечного размаха с гладкой и волнистой поверхностью в области критических углов атаки // Вестник

НГУ. Серия: Физика.-2012.-Т.4, вып. 2.-С. 26-42

ZZZkT I-,D" V'u K?'Uk°V A"V" ExPerimen,al of the boundary layer structure at near-

cntrcal angles of attack for the classical and wavy wings // Progress in Flight Physics: EUCASS Book Series on Advances in Aerospace Sciences. Vol. 5 / Eds. Ph. Reijasse, D. Knight, M. Ivanov, and I. Lipatov. - Moscow, 2U12. — r. 252 — 265.

,5' гГ/^Г Laminar-turbulen' transition and boundary layer separation on a wavy sur-

son - StoSffllM^Я7^5Р19'^ °n 'aminar"Turbulent T^tion. / Eds. P. Schlatter, D.S. Henning-

16. Zverkov I.D., Sboey D.S. Application of a combined method to study the separation flows on a wavy-pUr233e-W238 m' °n Meth°dS of Aer°Physical R"earch: Proc. Pt.l. - Novosibirsk, 2004 -

17. Зверков И. Д. Влияние отрывных зон на ламинарно-турбулентный переход в пограничном слое крыла LIZ"""0 П0ВСрХ"ОСТЫО " Устойчивость и турбулентность течений гомогенных и гетерогенных жидкостей, доклады Молодежной конференции.-Новосибирск, 2005 -С 71-74

18. Kozlov V V., Zanin В. Yu., Zverkov I. D. Experimental studies of separated flow on unswept wings with

Г50со«%Т^Гс^КОМтаи КеУП0№ ПитЬеГ5// ЕиГ0РеаП C°nferenCe f°r Aer°SpaCe ScTenceK-

,9' ^Avl^AMKvTv 1' D" f"'"/;/1!- ,nvestl'8ati0n °f structure upon new wing section for small UAVs and MAVs // Euromech Fluid Mechan.cs Conference 6 (EFMC6 KTH): Abstr. - Stokholm, 2006. -

20. Zanin B Yu., Kozlov V. V., Zverkov I. D„ Pavlenko A. M. Receptivity of subsonic separated flows to ex-teraabnfluence // Intern. Conf. on Methods of Aerophysical Research: Proc. Pt.l-Novosibirsk, 2007. - Р1Л,

21. Zanin В Yu., Zverkov I. D„ Kozlov V. V., Pavlenko A. M. Tbree-dimensional vortex structures on a swept S,20oT-R2io-2™berS " In,em- COnf' Meth°dS °fAer°Ph^ical Proc Ш - Novosi-

22' РаСЧё1 максимальной CK°P°C™ параплана из условия устойчивости профиля крыла //

международная конференция по математическому моделированию (МКММ-2008): Вестник Херсонского национального технического университета. - Херсон, 2008 - с 182 - 188

'Ли31"'" В- Laminar-turbulent transition and boundary layer separation on a wavy sur-2009 -I 234-235IUTAM Symp05ium 0n Laminar-Turbtflen. Transition. - Stockholm,

24. Zverkov I D Kozlov V. V., Zanin B. Yu., Kryukov A. V. The new approach to suppuration of boundary

Venfail"es^2009. —"l CD-ROM ^ " ' ^ ^^ ^ ^ ^

25' 1ТЧ7тIL Я'Крюков A- в- Вариоформное секционное крыло для беспилотного летательного аппа-Всероссиискои научно-практической конференции молодых специалистов и студентов «Перспективные технологии самолетостроения в России и мире». -Новосибирск, 2010 -С 6-10

г г Z T ?V-r Vе Mcth0d 0f Wing Perfomlance h^sis reduction at low Reynolds number //Intern. Conf. on Methods of Aerophysical Research: Proc. Pt.l.- Novosibirsk, 2010 -P 263-264

К,ГУик0Г A>V- Experimental research of the boundary laye^ structure at near-

рГ - -rccD.ROMwavy w,nEs 4 Europcan conf—for

28. Kozlov V. V Zverkov I. D., Kryukov A. V., Pavlenko A. M„ Stall and flow separation management on a swep t wmg at lo w Refolds number // Books of Abstracts of 23* International Congress of TbeorS and Applied Mechanics.-Beijing, 2012.-1 CD-ROM. ncoreticai ana

Патенты

РФ МПК B64C1/00. Гибкое крьшо / Зверков И.Д, заявка №2003104093/11 от 11.02.2003 опубликовано 20.12.2004. Бюл Ж

2. Пат. № 2294300 РФ МПК В64С21/10. Несущая поверхность / Зверков И. Д., Занин Б Ю Козлов В В • заявка № 2005108143/11 от 22.03.2005, опубликовано 22 02 2007 Бюл №6

3' "kITrT Г МПК Ч6^2"10' СП0С°б УР*" 0ТРЫВ0М потока / Зверков И. Д., Занин Б. Ю„ W №®9 НК° 3аЯВКа № 2006124484/11 от 07.07.2006, опубликовано 10.07. 2008

4' Пс™ками?е^1Р-Ф МПК В64С 21/1°' Вб4С 3/3°- СП0С°6 У™™я аэродинамическими характери-

стиками несущей поверхности и несущая поверхность / Зверков И. Д., Козлов В В Коюков А В • за

явка № 2009127202/11 от 14.07.2009, опубликовано 27.02.2011 Бюл. №6.

Ответственный за выпуск И. Д. Зверков

Подписано в печать 20.02.2013 Формат бумаги 60x84/16, Усл. печ. л. 1.6 Уч.-изд. л. 1.8, Тираж 150 экз., Заказ № 1

Отпечатано на ризографе ЗАО "ИНТЕРТЕК" 630090, Новосибирск, Институтская, 4/1

ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ БЮДЖЕТНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ НАУКИ ИНСТИТУТ ТЕОРЕТИЧЕСКОЙ И ПРИКЛАДНОЙ МЕХАНИКИ

ИМ. С.А. ХРИСТИАНОВИЧА СИБИРСКОГО ОТДЕЛЕНИЯ РОССИЙСКОЙ АКАДЕМИИ НАУК

На правах рукописи

05201351238

Зверков Илья Дмитриевич

ИЗУЧЕНИЕ СВОЙСТВ КРЫЛА С ВОЛНИСТОЙ ПОВЕРХНОСТЬЮ И ЕГО ПРИМЕНЕНИЕ ДЛЯ СОЗДАНИЯ НОВЫХ ОБРАЗЦОВ МАЛОРАЗМЕРНЫХ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ

АППАРАТОВ

01.02.05 - механика жидкости, газа и плазмы

Диссертация на соискание ученой степени доктора технических наук

Новосибирск - 2013

Оглавление

Список основных условных обозначений..........................................7

Глава 1. Введение и обзор предыдущих исследований...........................9

1.1. Особенности структуры пограничного слоя при малых

числах Рейнольдса....................................................................11

1.2. Способы воздействия на ламинарно-турбулентный переход при малых числах Рейнольдса..................................................................16

1.3. Аэродинамические характеристики крыла конечного размаха.............21

1.4. Скользящее крыло при малых числах Рейнольдса............................22

1.5. Вариации параметров волнистости поверхности крыла.....................23

1.6. Морфное крыло.........................................................................23

1.7. Вариоформное секционное крыло (ВФС крыло)..............................29

Глава 2. Модели, методики и аэродинамические

Трубы, использованные в работе.....................................................30

2.1. Модели крыльев.......................................................................30

2.1.1. Модель классического и волнистого крыла

малого удлинения (А-=1)............................................................30

2.1.2. Конструирование профиля 2-15-25

для моделей с удлинением ^=1,2,3.5.......................................31

2.1.3. Модели крыла с профилем 2-15-25 и удлинением Х-2...............36

2.1.4. Модели крыла с профилем 2-15-25 и удлинением ^=3.5.............37

2

2.1.5. Прозрачные модели крыла

с профилем 2-15-25 и удлинением А,=1....................................38

2.1.6. Крыло модели планера.......................................................38

2.1.7. Вариоформное секционное крыло (ВФС-крыло).................40

2.2. Методики исследования....................................................................42

2.2.1. Метод сажемасляной визуализации..............................................42

2.2.2.Термоанемометрические измерения при помощи автоматизированного измерительного комплекса (АИК)..............44

2.2.3. Тепловизионная визуализация.............................................54

2.2.4. Методика пневмометрических измерений...............................58

2.2.5. Весовые измерения..................................................................59

2.2.6. Измерения методом Р1У............................................................67

2.3. Аэродинамические трубы...........................................................72

2.3.1. Аэродинамическая труба Т-324..........................................72

2.3.2. Аэродинамическая труба МТ-324........................................72

2.3.3. Аэродинамическая труба СС-19..........................................73

2.3.4. Малотурбулентная аэродинамическая труба ВРУЬЯ-АУА.......73

Глава 3 Исследование структуры пограничного слоя классического и волнистого крыла малого

удлинения (^=1) при угле атаки а=0°...............................................74

3.1. Анализ картин визуализации на гладком и волнистом

крыле удлинения А,=1 профиль P-III-A...........................................74

3.2. Сопоставление распределения давления вдоль хорды моделей с границами отрывного пузыря....................................................76

3.3. Развитие возмущений на гладком и волнистом крыле вниз по

потоку...................................................................................77

3.4. Применение линейной теории устойчивости к течению

в пограничном слое классического и волнистого крыла....................92

3.5. Выводы к главе 3......................................................................97

Глава. 4. Особенности ламинарно-турбулентного перехода на классическом и волнистом крыле

конечного размаха (Х,=1- 3.5)...........................................................99

4.1. Влияние числа Рейнольдса на структуру отрывного

пузыря классического крыла......................................................99

4.2. Изучение влияния перегородок и степени турбулентности набегающего потока на отрывной

пузырь в пограничном слое классического крыла...........................101

4.3. Исследования спектров пульсаций в

оторвавшемся пограничном слое гладкого и волнистого крыла........109

4.4. Сопоставление результата экспериментов

по определению центральной частоты пакета волн

неустойчивости с гипотезой X = 2 пд ..................................114

4.5. Исследование положения ламинарно-турбулентного

перехода вдоль периода волны поверхности волнистого крыла.........119

4.6. Выводы к главе 4....................................................................127

4

Глава 5. Исследование аэродинамических характеристик классического и волнистого

крыла с прямой и скользящей передней кромкой............................128

5.1. Трансформация отрывной зоны на моделях

классического и волнистого крыла с удлинением Х=1

при увеличении угла атаки в малотурбулентном потоке..................128

5.2. Исследование структуры течения и аэроднамических

характеристик моделей с Х=\ в аэродинамической трубе СС-19........136

5.3. Весовые измерения на классическом крыле

с удлинением А.=3.5 при различной степени турбулентности............139

5.4. Исследование аэродинамических характеристик

классического и волнистого крыла и сопоставление результатов со структурой течения в пограничном слое...................144

5.5. Изучение срыва потока на скользящем крыле

с классической и волнистой поверхностью..................................157

5.6. Выводы к главе 5....................................................................169

Глава 6. Изучение изменения структуры пограничного слоя и аэродинамических характеристик на волнистом

крыле при вариации параметров волнистости.................................172

6.1. Изменение параметров волнистости на крыле

малого удлинения Х,-1.............................................................172

6.2. Измерение аэродинамических характеристик

моделей классического и волнистого крыла с удлинением А,=5.........179

6.3. Визуализация режимов

течения на модели крыла с удлинением Х=5...............................184

6.4 Выводы к главе 6...................................................................186

6.5 Описание патента № 2294300 РФ. «Несущая поверхность»..............188

Глава 7. Концепция вариоформного секционного (ВФС) крыла. Расчёт храктеристик профиля перспективного

летательного аппарата с ВФС-крылом..........................................193

7.1. Экспериментальное исследование аэродинамических

характеристик вариоформного секционного крыла........................193

7.2. Применение вариоформного секционного крыла для управления летательным аппаратом..........................................................198

7.3. Расчёт характеристик профиля модели вариоформного крыла............202

7.4. Выводы к главе 7....................................................................211

7.5. Описание патента №2412864 РФ «Способ управления аэродинамическими характеристиками несущей поверхности. Несущая поверхность»............................................................212

Заключение и выводы в целом по

диссертации...............................................................................219

Список использованных источников ............................................223

Список публикаций....................................................................232

Список основных условных обозначений

X - продольная координата;

У - нормальная к хорде модели крыла координата; Z - координата по размаху модели; h - максимальный прогиб обвода th - максимальная толщина профиля 1 - размах крыла с - хорда модели; g - ширина горба; f- высота гоба (Глава 2,6). v - ширина впадины;

гь - радиус кривизны горба в сечении по размаху;

ch - протяжённость горба по хорде крыла;

X = 1 / с - удлинение крыла;

а - угол атаки крыла;

(3 - угол скольжения;

5 - толщина пограничного слоя;

5, — толщина вытеснения пограничного слоя;

U - продольная компонента скорости потока;

Uoo - скорость набегающего потока;

Ue - скорость на границе пограничного слоя;

U' - пульсации продольной компоненты скорости потока;

в = U/Uoo - степень турбулентности набегающего потока;

RMS - Среднеквадратичные пульсации продольной компоненты скорости

потока; PSD - Мощность пульсаций.

82 - толщина потери импульса пограничного слоя; И,2= 5) /б2 - формпараметр пограничного слоя;

р - плотность воздуха; V - кинематическая вязкость воздуха;

частота пульсаций скорости (Главы 3,4), высота горба (Главы 2,6); е - степень турбулентности набегающего потока; д = р • Ц» / 2 - скоростной напор; Яе = с • ию / V - число Рейнольдса по хорде крыла; 8Ь = f • 5/ И» - число Струхала по толщине пограничного слоя; Я - полная аэродинамическая сила;

У - нормальная составляющая полной аэродинамической силы в связанной системе координат;

Х - тангенциальная составляющая полной аэродинамической силы в

связанной системе координат;

М— момент крыла относительно точки 0.25«с

Га - подъёмная сила;

Ха — сила лобового сопротивления;

Су = ¥ / д - коэффициент нормальной силы;

Сх = X/ д - коэффициент тангенциальной силы;

Суа Уи / у — коэффициент подъемной силы;

Сха = Ха I ц- коэффициент силы лобового сопротивления;

Ста = М / д/с - коэффициент силы момента относительно 0.25*с;

Введение обзор предыдущих исследований

Крылом в авиационной технике называют поверхность для создания подъёмной силы. Лопасть - это по сути то же крыло, но вращающееся вокруг оси которая, в общем случае, перпендикулярна плоскости образуемой хордой и размахом крыла.

Уникальность крыла, как механизма взаимодействия между сплошной средой и отдельным твёрдым телом были раскрыты нашими великими соотечественниками Николаем Егоровичем Жуковским и Сергеем Алексеевичем Чаплыгиным. Из их работ известно, что за величину единичной по размаху силы перпендикулярной направлению движения отвечают три параметра: р - плотность среды, - скорость движения тела и Г - величина циркуляции вокруг тела (или другими словами интенсивность присоединённого к крылу вихря).

Г = рит г

Наиболее интересным с точки зрения науки и инженерного дела оказался

именно третий параметр, Г - циркуляция, именно влияя на него, удаётся либо сохранять заданные параметры движения тела в сплошной среде либо способствовать их изменению. К примеру, самолёт, имея один и тот же вес, благодаря возможности изменить величину циркуляции вокруг крыла, может лететь прямолинейно с разной поступательной скоростью.

Сложность и интересность задачи изменения циркуляции, а значит и аэродинамических характеристик крыла заключается в том, что циркуляция

V

тоже зависит от многих параметров. Прежде всего, от геометрических параметров крыла и его положения по отношению к потоку (так называемый угол атаки а). Как известно, для крыла с ростом угла атаки происходит рост циркуляции, а значит и подъёмной силы. Однако это происходит лишь до определённых критических углов атаки а^, после чего следует отрыв

пограничного слоя и подъёмная сила падает. Это означает, что возможности управления циркуляцией и соответственно аэродинамическими характеристиками крыла зависят и от параметров пограничного слоя. Важнейшим из этих параметров считается число Рейнольдса. Которое показывает соотношение сил трения и сил инерции в обтекающей крыло среде. С другой стороны, на пограничный слой влияют другие факторы, такие как величина и характер возмущений в набегающем потоке или локальные возмущения, вносимые в поток с поверхности самого крыла.

С 20-х годов прошлого века полётные числа Рейнолдса взятые по хорде крыла перевалили отметку 106. При таких числах Рейнолдса аэродинамические характеристики крыла не значительно зависели от степени турбулентности набегающего потока и от локальных особенностей поверхности крыла. По этому, все эти влияния были изучены слабо.

В настоящее время динамично развивается область применения беспилотной и малоразмерной пилотируемой авиации. Важнейшим фактором, определяющим облик и параметры будущего малоразмерного летательного аппарата (МЛА), является совокупность аэродинамических характеристик его крыла. В работе [1] показано, что уменьшение взлётного веса ЛА неуклонно ведёт к снижению числа Рейнольдса по хорде крыла для большого класса беспилотных летательных аппаратов (рис 1.1).

1.Е+06 "" 1.Е+05 1.Е+04 1.Е+03 " Л? 1.Е+02 " 1» 1.Е+01 " 2 1.Е+00 --1.Е-01 1.Е-02 1.Е-03 1.Е-04

1.Е-ЮЗ

апё иАУв

(ЛА для запуска с руки)

НА (ЛА с применением нано технологий)

1.Е+04 1.Е+05 1.Е+06 1.Е+07 1.Е+08 КеупоИв 1ЧитЬег

Рис.1.1. Зависимость взлётной массы летательного аппарата от полётного числа

Рейнольдса.

Получая аэродинамические характеристики крыльев при числе Рейнольдса по хорде крыла ниже 500000, исследователи сталкиваются с рядом проблем, одна из которых - возникновение отрыва пограничного слоя в области положительного градиента давления. Отрывной пузырь может иметь протяжённость более 5% хорды крыла и начинает играть важнейшую роль в процессах ламинарно-турбулентного перехода пограничного слоя и срыва потока с передней кромки крыла.

1.1 Особенности структуры пограничного слоя при малых числах Рейнольдса.

Условно, можно выделить две области чисел Рейнольдса до 106 и свыше 106.Различия в этих областях происходит по структуре пограничного слоя на подветренной стороне крыла. На профилях с максимальной толщиной профиля в диапазоне 12 - 20% и положением максимальной толщины около 25% по хорде при числах Рейнольдса выше 106 , ламинарно-турбулентный переход происходит вблизи точки минимума давления без образования локальных зон отрыва. Напротив, при Яе < 106 обычно сначала происходит отрыв ламинарного пограничного слоя, затем ламинарно-турбулентный переход и далее турбулентный пограничный слой вновь присоединяется к

поверхности крыла, образуя локальную зону отрыва (далее эта зона будет называться отрывной пузырь) (рис 1.2). Отрывные пузыри с уменьшением числа Рейнольдса вносят всё больший вклад в сопротивление крыла.

Ламинарный Пограничный слой

Зона циркуляции

Отрыв

Ламинарно-Турбулентный переход

присоединение

Турбулентный Пограничный слой

Рис. 1.2. Схема течения в пограничном слое в зоне ламинарного отрывного пузыря

Более подробные схемы, поясняющие структуру течения в переходных зонах отрыва, приводятся другими авторами [2-6]. В относительно быстрой, по сравнению с присоединённым пограничным слоем турбулизации, происходящей за точкой отрыва, выражается фундаментальное свойство неустойчивости течения в отрывных областях. С позиции локальной теории гидродинамической устойчивости оно связано с появлением характерного для течения в зоне отрыва распределения скорости среднего течения с точкой перегиба [7 с. 431]. Принципиальная связь отрыва с потерей течением устойчивости получена асимптотической теорией [8, 9]. В численных решениях уравнений Навье-Стокса она выражается в том, что с ростом числа Рейнольдса не удаётся получить стационарные решения, которые описывали бы отрывное течение в ламинарном режиме [10-13]. Интерес к ламинарно-

турбулентному переходу в областях отрыва пограничного слоя связан ещё и с тем, что образование локальных отрывных зон в условиях гидродинамической неустойчивости и ламинарно-турбулентного перехода представляет собой самостоятельную проблему в изучении свойств отрывных течений. Переходные области отрыва имеют многолетнюю историю исследований, традиционное направление которых заключается в определении параметрических зависимостей основных характеристик течений от условий возникновения отрыва. Этому посвящены работа [14], обзорные работы [6, 15] и последующие оригинальные исследования [16-20]. Установленные в эксперименте корреляции, в частности, данные о положении перехода в зоне отрыва, используются, в свою очередь в расчётах с использованием эмпирических соотношений (работы [11-18]). В общем случае такой подход к исследованиям отрывных течений несомненно целесообразен, однако именно в переходном режиме течения данные, полученные разными авторами, имеют значительный разброс и надёжность эмпирических корреляций сравнительно невелика. Причина заключается в зависимости формирования отрывной зоны от ламинарно-турбулентного перехода, который является сложным процессом, чувствительным к слабым изменениям условий обтекания. Новые возможности в моделировании переходных отрывных течений лежат на пути углубления представлений о процессе возникновения турбулентности за точкой отрыва и о сопутствующих ему явлениях, с которыми связаны образование областей отрыва, их средние во времени и нестационарные характеристики. Ряд авторов, изучая пульсационные характеристики течения в отрывных зонах, регистрировали различными экспериментальными средствами возмущения ламинарного оторвавшегося слоя, нарастающие за точкой отрыва в направлении потока. В числе подобных работ - обстоятельные исследования структуры течения в локальных отрывных зонах, в том числе, её нестационарной компоненты, предпринятые Гастером [3]. Следуя

результатам этих экспериментов, ламинарно-турбулентный переход происходит в результате пространственного усиления бегущих волн в оторвавшемся сдвиговом слое. Авторы Arena, Mueller 1980 [21], визуализировав обтекание профиля крыла с отрывным пузырём вблизи его передней кромки, объясняют данные наблюдений - искривление полос дыма в области перехода - развитием волн неустойчивости; волновые возмущения в зоне отрыва были зафиксированы при визуализации течения также в экспериментах [22]. Результаты этих исследований согласуются с данными из�