Улучшение аэродинамических характеристик малоразмерного летательного аппарата путем применения волнистой поверхности тема автореферата и диссертации по механике, 01.02.05 ВАК РФ

005013904

Крюков Алексей Владимирович

УЛУЧШЕНИЕ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК МАЛОРАЗМЕРНОГО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА ПУТЕМ ПРИМЕНЕНИЯ ВОЛНИСТОЙ ПОВЕРХНОСТИ

01.02.05 - механика жидкости, газа и плазмы

АВТОРЕФЕРАТ диссертации на соискание ученой степени кандидата технических наук

1 5 а;АР 2ь2

Новосибирск - 2012

005013904

Работа выполнена в Институте теоретической и прикладной механики им. С. А. Христиановича Сибирского отделения Российской академии наук (г. Новосибирск)

Научный руководитель:

кандидат технических наук Зверков Илья Дмитриевич

Официальные оппоненты:

доктор технических наук Кураев Анатолий Алексеевич

Ведущая организация:

Институт теплофизики им. С.С. Кутателадзе СО РАН

Защита состоится уО-01 2012 г. в //- /-¿ли 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 ознакомится в библиотеке ИТПМ СО РАН.

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

Автореферат разослан (?/'. 2012 г.

Ученый секретарь Диссертационного совета,

кандидат физико-математических наук Сбоев Дмитрий Сергеевич

д.т.н.

И. М. Засыпкин

Общая характеристика работы

Диссертация посвящена изучению влияния структуры отрывного течения на аэродинамические характеристики прямого и скользящего крыльев 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 лами-нарно-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 ряда отечественных и зарубежных авторов (Зверков и др., ]УНк1о$оую и др.) было показано, что для чисел Рейнольдса порядка 105 волнистость, расположенная на несущей поверхности крыла малого удлинения (Х= 1), значительно увеличивает критические углы атаки, а также устраняет гистерезис аэродинамических характеристик путем изменения характера ламинарно-турбулентного перехода.

В данной работе исследуется влияние волнистости несущей поверхности на аэродинамические характеристики крыла конечного размаха (к = 3.5) при различных режимах обтекания соответствующих условиям реального полета. Также изучается возможность создания летательного аппарата с эластичной, адаптируемой под конкретные условия обтекания, обшивкой на базе волнистого крыла.

Целью диссертационной работы является экспериментальное исследование характеристик прямого и скользящего крыльев конечного размаха (X = 3.5) с гладкой и волнистой поверхностью, а также создание несущей поверхности с волнистостью, адаптируемой к конкретным полетным условиям в режиме реального времени.

В задачи диссертационной работы входило:

Разработка методик проведения экспериментов (весовые измерения, саже-масляная и тепловизионная визуализация), и изготовление экспериментальных моделей.

Исследование характеристик прямого и скользящего крыльев конечного размаха (X = 3.5) с гладкой и волнистой поверхностью путем проведения качественных и количественных аэродинамических экспериментов.

Определение путей оптимизации волнистости.

Разработка несущей поверхности с переменной волнистостью для малоразмерного летательного аппарата.

Научная новизна

Впервые получены экспериментальные данные, позволяющие сравнить структуры отрывного течения на прямом и скользящем крыле конечного (к-3.5) размаха с гладкой и волнистой несущей поверхностью в широком диапазоне углов атаки. Показано, что для чисел Рейнольдса порядка 105 на таком крыле при углах скольжения от 0° до 45° расположение продольной потоку волнистости на несущей поверхности значительно увеличивает критические углы атаки, устраняет гистерезис аэродинамических характеристик, срыв потока с крыла проходит плавно, с частичным сохранением несущих свойств.

Тестирование пробной модели с эластичной, изменяемой в режиме реального времени, волнистой поверхностью на крыле позволило предположить, что возможно не только осуществлять активное управление ЛТП на несущей поверхности, но и полноценно управлять летательным аппаратом в целом, при полном отсутствии классических органов управления (закрылки, предкрылки, интерцепторы, элероны, а также рули направления и высоты).

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

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

Научная и практическая ценность работы

Получены новые данные по влиянию волнистости, расположенной продольно потоку, на аэродинамические характеристики несущей поверхности прямого и скользящего крыльев конечного размаха (X = 3.5) при низких полетных числах Рейнольдса.

Разработана концепция применения вариоформного секционного крыла (ВСК) для летательных аппаратов с низкими полетными числами Рейнольдса. Изготовлена экспериментальная модель ВСК, а также проведен ряд аэродинамических экспериментов подтверждающих своевременность и ценность данного направления исследований. Получен патент на изобретение.

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 тензометрическими весовыми измерениями. Сажемасляная визуализация осуществлялась с применением люминесцентного порошка, съемка полученных картин течения велась в ультрафиолетовом свете, что позволило получить высококачественные картины течения. Результаты согласуются с предыдущими исследованиями по данному направлению.

На защиту выносятся следующие научные положения диссертации:

- Полученные данные о влиянии качества потока в аэродинамической трубе на структуру и локализацию ламинарно-турбулентного перехода.

- Результаты экспериментального исследования аэродинамических характеристик гладкого и волнистого крыла конечного размаха (X = 3.5).

- Экспериментальные данные исследования влияния угла скольжения на течение у поверхности гладкого и волнистого крыла конечного размаха в области критических углов атаки.

- Результаты экспериментального исследования течения на подветренной и наветренной сторонах гладкого 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, а также на следующих конференциях: VII Всероссийской конференции молодых ученых «Проблемы механики: теория эксперимент новые технологии» (Новосибирск 2009); Всероссийская научно-практическая конференция молодых специалистов и студентов (Новосибирск, 2010); International Conference on the Methods of Aero-physical Research (ICMAR) (Новосибирск, 2010); Актуальные вопросы теплофизики и физической газодинамики (Новосибирск, 2010), 4th European Conference for Aerospace Sciences EUCASS (Санкт-Петербург, 2011); Юбилейная научно-техническая конференция, посвященная 70-летию со дня основания СибНИА им. С.А. Чаплыгина (Новосибирск, 2011).

Публикации

Основные результаты исследований представлены в 14 печатных работах, 5 из которых находятся в списке ВАК РФ среди них один патент на изобретение.

Личный вклад автора

Автор принимал непосредственное участие в изготовлении моделей, обеспечении и проведении экспериментов, а также обработке и анализе полученных данных. Автор непосредственно участвовал в подготовке материалов к публикациям. Все выносимые на защиту результаты получены лично соискателем. Результаты экспериментов опубликованы с разрешения соавторов. Содержание диссертации согласовано с руководителем.

Структура и объем работы

Диссертация состоит из введения, шести глав, заключения и списка цитируемой литературы. Общий объем 122 страницы, в том числе 87 рисунков.

Во введении рассказывается о новых областях авиационной техники, в которых могут быть применены результаты данной диссертационной работы. Это прежде всего беспилотные и дистанционно пилотируемые летательные аппараты классической схемы, а также новое направление в конструировании JIA -это так называемый «морфный» самолёт. Затем рассмотрена задача управления пограничным слоем: история вопроса, основные положения и состояние дел на сегодняшний день. Представлены основные результаты работ по исследованию

I волнистого крыла малого удлинения (А. = 1), а также актуальные вопросы, оставшиеся нераскрытыми в предыдущих работах. В частности, при проведений весовых измерений моделей гладкого и волнистого крыльев малого удлинения на разных аэродинамических трубах при одних и тех же режимах были получены существенно отличающиеся результаты. Это легло в основу отдельной серии экспериментов, в которых изучалось влияние параметров потока в аэродинамической трубе на результат эксперимента при низких числах Рейнольдса.

Глава 1. Первая глава посвящена описанию параметров моделей, а также экспериментальных установок и особенностей проведения экспериментов. В I экспериментальных исследованиях использовались модель гладкого и волнистого крыльев прямоугольных в плане с хордой 195 мм, профилем 2-15-25 (рис. 1) и удлинением А. = 3.5. В качестве другой модели использовалось трапе-

Профиль 2-15-25

Рис. 1. Профиль г-15-25. с - хорда профиля, И - максимальная толщина профиля.

цеидальное крыло радиоуправляемой модели самолета с удлинением 1=5 и сужением г| = 1.3. При разработке концепции ВСК была спроектирована и изготовлена особенная модель крыла с жестким каркасом и эластичной обшивкой. При проведении весовых измерений использовались специально сконструированные 6-компонентные тензометрические весы. Сажемасляная визуализация проводилась с использованием люминесцирующего порошка. Съемка велась в темной комнате с направленным ультрафиолетовым освещением, это позволило получить высококачественные картины визуализации, особенно при визуализации волнистого крыла. Также описаны некоторые особенности тепловизи-онной съемки. Эксперименты проводились в аэродинамической трубе Т-324 ИТПМ СО РАН.

Глава 2. Во второй главе подробно рассмотрено влияние параметров потока в аэродинамической трубе на характер и локализацию ламинарно-турбулентного перехода. В ходе данных исследований был проведен ряд визуализаций и весовых измерений на модели гладкого крыла удлинения X = 3.5 при степени турбулентно-

сти е = 0.04 % и е = 0.64 %. Результаты показали, что даже при столь незначительном изменении уровня турбулентности при экспериментах на низких числах Рей-нольдса подъёмная сила может измениться на 13 %. Сажемасляная визуализация на подветренной стороне крыла показала, что даже такое малое повышение степени турбулентности можно отследить по результату взаимодействия отрывного пузыря и продольной перегородки. На рис. 2 показаны визуализации отрывного пузыря разделённого продольной перегородкой. Высота перегородки составляла 50% от хорды крыла. Число Рейнольдса Ле = 1.55-105, угол атаки а = 0°.

По результатам работы было установлено, что при низкой степени турбулентности вблизи разделяющей перегородки отрывной пузырь имеет ярко выраженную трехмерную структуру, локализованную на расстоянии с1~я от перегородки, в то время как при повышенной степени турбулентности структура отрывного пузыря вблизи перегородки близка к двумерной. Таким образом,

а 6

Рис. 2. Структура отрывного пузыря вблизи продольной перегородки с трактовкой

течения.

а - степень турбулентности е = 0.04 %, б - степень турбулентности е = 0.64 %, я - протяженность отрывного пузыря, с/ - расстояние от перегородки до «ядра» вихревой

структуры.

следует отметить, что при исследовании структуры ламинарно-турбулентного перехода, при малых числах Рейнольдса для получения участка без влияния концевых эффектов и эффектов стенок при малой степени турбулентности необходимо использовать модель с размахом не менее четырех длин отрывного пузыря а при повышенной степени турбулентности не менее 2s.

Глава 3. В третьей главе представлены результаты весовых измерений моделей гладкого и волнистого крыльев с профилем Х-\5-25 и удлинением X = 3.5. Некоторые результаты приведены на рис. 3. Измерения проводились при числе Рейнольдса 1.4-105 в аэродинамической трубе Т-324 при степени турбулентности е = 0.04%.

Из результатов измерений следует, что волнистое крыло, по сравнению с гладким, обладает более высокими значениями критического угла атаки и сам срыв проходит плавно с частичным сохранением несущих свойств. К тому же на волнистом крыле фактически исчезает гистерезис аэродинамических характеристик, что является важным фактором в пилотировании летательных аппаратов и эксплуатации беспилотной авиации.

Глава 4. В четвёртой главе проводится исследование обтекания гладкого и волнистого крыла при наличии углов скольжения. Целью данного цикла работ было выяснить, сохраняются ли преимущества волнистого крыла перед гладким при появлении скольжения в обтекании. В ходе данной части работы была осуществлена сажемасляная визуализация на гладком и волнистом крыле при углах скольжения 0°, 15°, 30° и 45° в области критических улов атаки для каждой из моделей: 9° для гладкого и 16° для волнистого. Число Рейнольдса в данной серии экспериментов было Яе = 1.55-105.

О

1

0.5 0

-0.5

0.4

0.3 \

-1

| ф* —классическое крыло, увеличение а 0 -1 ["• ^" -и- классическое крыло, уменьшение а —О- волнистое крыло, увеличение а —Д- волнистое крыло, уменьшение а

-10 О 10 а, град

20

о 0.2 V

& -10 О 10 а, град

б

20

Рис. 3. Зависимость коэффициента подъёмной силы (а) и коэффициента лобового сопротивления (б) от угла атаки.

На рис. 4 представлена визуализация течения на подветренной стороне гладкой и волнистой модели крыла. На рис. 4, а - течение на гладком крыле при угле скольжения р = 15° и угле атаки а = 9°. Наблюдается мощная вихревая

структура слева, значительная область возвратного течения в центре и небольшой участок присоединенного потока возле правого края, в отличие от 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. 4, б. 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 в Р = 15° (рис. 4, 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 30° на волнистом крыле, в отличие от гладкого, мы имеем полностью присоединенное турбулентное течение. Таким образом, следует заключить, что при появлении углов скольжения волнистое крыло не только не

Рис. 4. Визуализация течения угол скольжения р= 15°. а - гладкое крыло а = 9°, б - волнистое крыло а = 9°, в - волнистое крыло а = 16°; / — зона ламинарного течения, 2 - область ламинарно-турбулентного перехода, 3 - область присоединенного турбулентного течения, 4 - вихревая структура, 5 - возвратное течение.

теряет своих преимуществ перед гладким, но и превосходит гладкое по скорости присоединения потока с ростом угла скольжения.

Глава 5. Пятая глава посвящена оптимизации параметров волнистости. Из предыдущих работ выяснилось, что для проявления положительных эффектов на волнистом крыле в первом приближении необходимо, чтобы высота горба была не меньше трех толщин вытеснения пограничного слоя на участке перед отрывом ламинарного пограничного слоя. Строго говоря, не существует универсальной волнистости, которая бы одинаково работала при различных полетных условиях. Выведение неких безразмерных критериев, по которым можно было бы с определенной степенью точности предсказать эффект, представляет собой отдельное серьезное направление работ. Поэтому в наших исследованиях мы решили обратить внимание в основном на локализацию волнистости, эффект от которой уже получен. Положительные эффекты волнистого крыла, по нашему мнению, связанны 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 гладкого крыла. Для проверки этого утверждения были проведены эксперименты с крылом радиоуправляемой модели самолета. На крыло устанавливалась волнистость протяженностью от передней кромки до трети хорды рис. 5.

На рис. 5 представлены картины обтекания подветренной стороны крыла при угле атаки 15° и 18° градусов. На гладкой части крыла (рис. 5,о) наблюда-

Н

Рис. 5. визуализация шелковинками. Профиль 82095, Х = 5,Я.е = 1.7-105; а = 15° (а), 18° (б).

ч

Рис. 6. Тепловизионная съемка наветренной стороны моделей гладкого (а) и волнистого (б) крыльев.

Профиль Z-15-25, X, = 3.5,Re= 1.4-105, а = 5°; 1-ламинарное течение; 2 - отрывные пузыри; 3 - присоединенное турбулентное течение.

ется отрыв потока, в то время как на волнистой присоединенное турбулентное течение. При установке волнистости на всем размахе (рис. 5,6), поток становится почти полностью присоединенным, даже при увеличении угла атаки на 3°. Исключение составляет лишь небольшая зона стыковки волнистых панелей.

При проведении серии экспериментов с тепловизионной съемкой 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 гладкого крыла рис. 6.

Таким образом, необходимо отметить, что основные положительные эффекты от волнистого крыла присутствуют при установке волнистости в области от передней кромки до конца ламинарно-турбулентного перехода на подветренной стороне. На наветренной же стороне волнистость не нужна за исключением аппаратов, рассчитанных на обратный пилотаж.

Глава 6. Концепция вариоформного секционного крыла. В ходе работ по оптимизации волнистости на поверхности крыла была разработана концепция несущей поверхности с волнистостью, изменяемой в режиме реального времени. ВСК представляет собой каркас, состоящий из жесткого силового набора, обтянутый эластичной обшивкой, закрепленной жестко к контурным силовым элементам рис. 7.

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 корпу-

Рис. 7. ВСК: экспериментальная модель и схема.

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

се летательного аппарата. Секции связаны между собой и общим магистральным каналом через управляемые клапаны, для возможности объединения в блоки. Управление таким аппаратом осуществляется посредством создания перепада давления в секциях. При разряжении на поверхности секции возникает «впадина» при нагнетании «горб», 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 «Способ управления аэродинамическими характеристиками несущей поверхности и несущая поверхность».

Основные результаты и выводы

В ходе работы была применена методика люминесцентной сажемасляной визуализации, позволившая впервые получить качественную картину течения на волнистом крыле при сокращении времени эксперимента. Также была применена методика тепловизионной съемки, позволившая впервые получить данные о течении на наветренной стороне волнистого крыла.

В работе показано, что при экспериментах при числах Рейнольдса Яе < 106 особое внимание следует уделять степени турбулентности набегающего потока. При её изменении с е = 0.04 % до е = 0.64 % максимальное значение подъёмной силы крыла может измениться на 13 %.

Из результатов весовых измерений выяснилось, что форма профиля крыла влияет на эффекты, возникающие с использованием волнистости. При числе Рейнольдса Яе = 1.4-105 на модели крыла с профилем 2-15-25 в области положительных углов атаки с помощью волнистости удалось в 1.7 раз увеличить критический угол атаки и в 1.5 раза максимальную подъёмную силу. При отрицательных углах атаки волнистостью удалось устранить гистерезис аэродина-

мических характеристик и обеспечить более плавное протекание срыва потока, что значительно облегчает эксплуатацию летательного аппарата.

При исследовании влияния углов скольжения на течение на подветренной стороне гладкого и волнистого крыльев в области критических углов атаки выяснилось следующее. Для низких чисел Рейнольдса волнистое крыло не только не теряет своих преимуществ перед гладким, с появлением скольжения в обтекании, но и превосходит гладкое по скорости присоединения потока с ростом угла скольжения.

Разработанная концепция вариоформного секционного крыла позволяет осуществлять не только активное управление процессом ламинарно-турбулент-ного перехода на крыле с волнистой поверхностью, но и осуществлять полноценное управление летательным аппаратом в целом. На данный метод управления получен патент.

Из результатов проделанной работы можно заключить, что для летательных аппаратов с полетными числами Рейнольдса порядка 105 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.

Список публикаций

В рецензируемых журналах:

1. Зверков И.Д., Козлов В.В., Крюков A.B. Исследование отрыва пограничного слоя на классическом и волнистом крыльях с помощью тепловизора // Вестник НГУ. Серия : Физика. 2010. Т. 5, вып. 2. С. 20-28.

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

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

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

Патент

5. Пат. 2412864 РФ МПК В64С 21/10, В64С 3/30. Способ управления аэродинамическими характеристиками несущей поверхности и несущая поверхность / Зверков И.Д., Козлов В.В., Крюков A.B.; Патентообладатель ИТПМ СО РАН; заявка № 2009127202/11 от 14.07.2009, опубликовано 27.02.2011. Бюл. № 6.

Другие публикации:

6. Крюков А.В. Определение параметров волнистости для крыла мотопланера // Материалы XLVI МНСК «Студент и научно-технический прогресс». Новосибирск: НГУ, 2008. С. 21-22.

7. Зверков И.Д., Крюков А.В. Исследование отрыва на волнистом крыле с помощью тепловтзора // Фундаментальные основы МЭМС- и нанотехнологий: Тезисы докладов Всероссийского семинара. Новосибирск: НГАСУ (Сибст-рин), 2009. С. 21.

8. Zverkov I.D., Kozlov V.V., Zanin B.Yu., Krukov A. V. The new approach to suppuration of boundary layer instability on the MAV wing // 3rd European Conference for Aerospace Sciences, EUCASS 2009 (CD-ROM).

9. Зверков И.Д., Крюков A.B. Метод уменьшения гистерезиса аэродинамических характеристик крыла при малых числах Рейнольдса // Проблемы механики: теория, эксперимент и новые технологии: Тезисы докладов VII Всероссийской конференции молодых ученых. Новосибирск, 2009. С. 86-87.

10. Зверков И.Д., Крюков А.В. Вариоформное секционное крыло для беспилотного летательного аппарата // Труды Всероссийской научно-практической конференции молодых специалистов и студентов «Перспективные технологии самолетостроения в России и мире». Новосибирск, 2010. С. 6-10.

11. Zverkov I.D., Kryukov A.V. The Method of wing performance hysteresis reduction at low Reynolds number // International Conference on the Methods of Aero-physical Research. Pt 1. Novosibirsk, 2010. P. 263-264.

12. Зверков И.Д., Козлов B.B., Крюков A.B. Особенности обтекания гладкой и волнистой поверхности на прямом и скользящем крыле // Тезисы докладов XI Всероссийской школы-конференции молодых ученых «Актуальные вопросы теплофизики и физической газодинамики»: Новосибирск: ИТ СО РАН, 2010. С. 52.

13. Зверков И.Д., Козлов В.В., Крюков А.В. Обтекание моделей крыла с гладкой и волнистой поверхностью при углах скольжения 0, 15, 30 и 45° в области критических углов атаки // Материалы докладов IX школы-семинара «Аэродинамика и динамика полетов летательных аппаратов»: Новосибирск: СибНИА, 2011. С. 24-25.

14. Zverkov I.D., Kozlov V.V., Krukov А. V. Experimental research of the boundary layer structure at near-critical angles of attack for the classical and wavy wings // 4rd European Conference for Aerospace Sciences, EUCASS 2011, (CD-ROM).

15. Зверков И.Д., Козлов B.B., Крюков A.B. Структуры течения на поверхности гладкого и волнистого крыла с помощью тепловизионной съемки // Тезисы докладов конференции «Аэродинамика и прочность конструкций летательных аппаратов», посвященной 70-летию СибНИА им. С.А. Чаплыгина. Новосибирск, 2011. С.-13.

Ответственный за выпуск A.B. Крюков

Подписано в печать 27.02.2012 Формат бумаги 60x84/16, Усл. печ. л. 1.0 Уч.-изд. л. 1.0, Тираж 100 экз., Заказ №1

Отпечатано в типографии ООО "Параллель" 630090, Новосибирск, Институтская, 4/1

61 12-5/2216

ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ БЮДЖЕТНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ НАУКИ ИНСТИТУТ ТЕОРЕТИЧЕСКОЙ И ПРИКЛАДНОЙ МЕХАНИКИ

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

На правах рукописи

У

Крюков Алексей Владимирович

УЛУЧШЕНИЕ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК МАЛОРАЗМЕРНОГО ЛЕТАТЕЛЬНОГ О АППАРАТА ПУТЕМ ПРИМЕНЕНИЯ ВОЛНИСТОЙ

ПОВЕРХНОСТИ

01.02.05 - механика жидкости, газа и плазмы

Диссертация на соискание ученой степени кандидата технических наук

Научный руководитель: кандидат технических наук, с.н.с. Зверков И.Д.

Новосибирск - 2012

Оглавление

Введение

Малоразмерные летательные аппараты.............................................5

Особенности обтекания крыла на низких числах Рейнольдса.................13

Способы воздействия на ламинарно-турбулентный переход при малых числах Рейнольдса.....................................................................19

Волнистое крыло как способ управления л-т переходом .....................22

Глава 1....................................................................................23

Модели и методика исследования

1.1. Сажемасляная визуализация.................. ..............................28

1.2. Весовые измерения........................ .....................................30

1.3. Тепловизионная съемка ......................................................32

Глава 2 Переход от крыла малого удлинения к большому...............37

Зависимость параметров л-т перехода от характеристик набегающего потока в аэродинамической трубе. «Вихревая структура в поле обтекания потоком угловой конфигурации на поверхности модели »...............................42

Глава 3 Результаты весовых измерений моделей гладкого и волнистого крыла....................................................................................53

Глава 4 Особенности обтекания прямого и скользящего крыла конечного размаха с гладкой и волнистой поверхностью в области критических углов атаки .........................................................62

Глава 5 Оптимизация волнистости...............................................74

5.1 Расчет геометрических параметров волнистости для конкретных условий обтекания несущей поверхности.........................................75

5.2 Определение локализации волнистости ....................................79

Глава 6 Вариоформное секционное крыло (ВСК)...........................89

6.1. Экспериментальное исследование аэродинамических характеристик

вариоформного секционного крыла.................................................90

6.2Применение вариоформного секционного крыла для управления летательным аппаратом...............................................................94

6.2. Патент на изобретение: «Способ управления аэродинамическими характеристиками несущей поверхности. Несущая поверхность» .........98

Выводы по работе.....................................................................106

Список публикаций..................................................................108

Список использованных источников ..........................................111

Список основных обозначений

а — угол атаки

/? - угол скольжения

¿- = и'/ит - степень турбулентности набегающего потока

II х - скорость набегающего потока на бесконечности

и' — пульсация скорости

д = р-иЦ2 - скоростной напор

р — плотность воздуха

Яе = ■ с/у - число Рейнольдса по хорде

с - хорда крыла

у — кинематическая вязкость

/ - размах крыла

Л = 1/с — удлинение крыла

Суа - коэффициент подъемной силы в скоростной системе координат Сха - коэффициент сопротивления в скоростной системе координат Ста - коэффициент момента тангажа в скоростной системе координат 5 - толщина пограничного слоя

- толщина вытеснения пограничного слоя 82 - толщина потери импульса пограничного слоя

Введение: Малоразмерные летательные аппараты (МЛА).

В настоящее время динамично развивается область применения беспилотной и малоразмерной пилотируемой авиации. Спектр задач для таких летательных аппаратов достаточно широк он включает в себя как военное применение, так и существенную часть гражданских назначений таких как: охрана природных ресурсов и сырьевых магистралей, поисково-спасательная работа, работы в вредных и опасных для человека зонах, научно-исследовательская работа по изучению природных явлений. Существует великое множество различных схем подобных аппаратов, а также способов создания на них подъемной силы и принципов управления аэродинамическими характеристиками и аппаратом в целом. Ниже представлены образцы всевозможных конструкций относящихся к данному типу летательных аппаратов.

Морфное крыло

Беспилотные летательные аппараты уже прочно вошли в военную и хозяйственную деятельность развитых стран, но конструктивное исполнение таких летательных аппаратов продолжает совершенствоваться. В настоящее время, в связи с успехами микроэлектроники, появления новых материалов и технологий [1-5] ясно прослеживается новая стадия в развитии летательных аппаратов. Происходит переход на новые принципы компоновки и управления аэродинамическими характеристиками БПЛА. За рубежом новая концепция получила название «морфное» крыло, в русскоязычной литературе так же применяется термин адаптивное крыло [6-10]. Особенно динамично данное направление развивается в области малоразмерных пилотируемых, дистанционно пилотируемых и беспилотных летательных аппаратов. Термин «Morphing Wing» (морфное крыло) вошел в обиход сравнительно недавно, но уже прочно закрепился в авиационных кругах, хотя конкретного определения не существует и каждая исследовательская организация либо группа подразумевает под этим понятием что-то свое [11-13]. Ниже представлены проекты и готовые модели морфных летательных аппаратов различных организаций.

Рис. 1.4 Проект морфного БПЛА компании Lockheed Martin

■■■■МИР

¡ЯШШШЯшШшШЛ

Рис. 1.5 Совместный проект морфного БПЛА компаний Lockheed Martin и NextGen Aeronautics

NASA Dryden Flight Research Center Photo Collection http://www.dfrc.nasa.gov/gallery/photo/index.html NASA Photo: ED01-0348-1 Date: 2001 Photo by: NASA An artist's rendering of the 21 st Century Aerospace Vehicle, sometimes nicknamed the Morphing Airplane, shows advanced concepts NASA envisions for an aircraft of the future.

Рис. 1.6 Морфный БПЛА в представлении NASA

ul . TA'.'V

fUGMT OWTSOt SYSTEM АЫ0 WSTRUH®«T*«0№s

i VALVE ВМХЖ

-JP -Л. • Lfi" fltHEP*Y*T«M .-N-i ' fi (ii.. shrouo

H Г-Г FtUOlC THRUST

vicious muLt

и-Щй,

CmCUUlTtON COMtROi £ ( f ECTOR

u

Рис. 1.7 Морфный БПЛА DEMON BAE Systems (GB) со струйной системой управления.

Несмотря на такое разнообразие летательных аппаратов относящихся к данному классу, всех их объединят концепция адаптируемой в полете под конкретные условия несущей поверхности, особняком в ряду морфных аппаратов стоят те у которых посредством изменения распределения давления на несущей поверхности, самыми различными способами, происходит непосредственное управление аэродинамическими характеристиками и аппаратом в целом.

У классического крыла изменение его аэродинамических характеристик происходит за счет отклонения отдельных агрегатов крыла таких как: элерон, закрылок, щиток и.т.д. [14-22], у адаптивного же крыла происходит изменение кривизны профиля или скручивание крыла за счет особой

внутренней конструкции[23-26]. Такое крыло на первый взгляд менее прочное и более сложное по конструкции. Однако на многих беспилотных летательных аппаратах удельные нагрузка на крыло не велика (менее 50 кг на кв.м.), с другой стороны появляются новые материалы с возможностью изменять свои свойства под действием электрического тока. Это позволяет изготавливать простые и дешевые конструкции адаптивных крыльев. Ниже на рисунке представлены механизмы изменения кривизны несущей поверхности и как следствие распределения давления на ней.

Рис. 1.8 модель морфного крыла с механической системой управления University of Virginia, Princeton University, UCLA, West Chester Univers.

Рис. 1.9 модель морфного крыла, работающего по принципу искусственной мышцы BioSensing & BioActuation: Interface of Living and Engineered Systems (BSBA) National Science Foundation

Проектирование и эксплуатация подобных аппаратов сопряжена решением целого ряда сложных задач[27-31]. Одной из важнейших является особенность аэродинамических процессов проходящих на несущих и рулевых поверхностях при полетных числах Рейнольдса соответствующих данным летательным аппаратам[32-3 7].

Важнейшим фактором, определяющим облик и параметры будущего малоразмерного летательного аппарата (MJIA), является совокупность аэродинамических характеристик его крыла. В работе [38] показано, что уменьшение взлётного веса JIA неуклонно ведёт к снижению числа Рейнольдса по хорде крыла для большого класса беспилотных летательных аппаратов (рис 1.10).

10 and UAVs

:НЙ-БПЛА (JIA дня запуска с руки)

'BHtérfty^ НА (JIA с применением нано технологий)

l.E+03 1.Б+04 1.Е+05 l.E+06 1.Е+07 Reynolds Number

1 .Е+08

Рис.1.10. 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.

Особенности структуры пограничного слоя при малых числах Рейнольдса.

Грубо 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 на 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 1.11). Отрывные пузыри с уменьшением числа Рейнольдса вносят всё больший вклад в сопротивление крыла.

Рис. 1.11. Схема течения в пограничном слое в зоне ламинарного отрывного пузыря

Более подробные схемы, поясняющие структуру течения в переходных

зонах отрыва, приводятся другими авторами [39,40] В относительно быстрой,

13

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 [41 с. 431]. Принципиальная связь отрыва с потерей течением устойчивости получена асимптотической теорией [42, 43] 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 [44-47]. 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 [48], обзорные работы [39,49] и последующие оригинальные исследования [50-54]. Установленные в эксперименте корреляции, в частности, данные о положении перехода в зоне отрыва, используются, в свою очередь в расчётах с использованием эмпирических соотношений (работы [45-52]). 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

14

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 [55]. Следуя результатам этих экспериментов, ламинарно-турбулентный переход происходит в результате пространственного усиления бегущих волн в оторвавшемся сдвиговом слое. Авторы Arena, Mueller 1980 [56], 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 [57]. Результаты этих исследований согласуются с данными измерений пульсаций скорости в областях отрыва на крыловых профилях, которые приводятся в работах [58-60]. В терминах спектрального анализа ламинарно-турбулентный переход представляет собой процесс усиления в направлении потока волнового пакета колебаний с последующим заполнением частотного спектра пульсаций.

И так вышеперечисленные исследования однозначно показали связь между отрывными пузырями и ламинарно-турбулентным переходом на крыловом профиле при малых числах Рейнольдса. Дальнейшую работу исследователей усложнило, то обстоятельство, что область отрыного пузыря очень чувствительна к внешним воздействиям, таким как степень турбулентности набегающего потока или акустическое воздействие. Глобальной перестройки структуры пограничного слоя' не происходит,

отрывной пузырь всё так ж присутствует в области ламинарно турбулентного перехода, однако склонность турбулентного слоя к отрыву уменьшается. Так при проведении экспериментов в работе [61]. выяснилось, что в условиях разных аэродинамических труб, аэродинамические характеристики крыла оказываются разными, несмотря на достаточно низкий уровень турбулентности в той или иной трубе. Было отмечено сильное влияние акустических возмущений на разрушение отрывного пузыря и на аэродинамические характеристики крыла, но исследование связи между геометрическими параметрами отрывного пузыря и аэродинамическими характеристиками крыла не проводилось.

В предыдущих работах выполненных российскими учёными тоже пришлось столкнуться с этой проблемой. Так в работе[62] изучалось воздействие волнистости поверхности крыла на пограничный слой крыла и его аэродинамические характеристики. Первая часть экспериментов проводилась в аэродинамической трубе Т-324, где степень турбулентности, измеренная однониточным датчиком, равнялась 0.04%. Было получено, что срыв потока с передней кромки на крыле с волнистой поверхностью происходит на угле атаки, который в 1.5 раза выше критического угла атаки крыла с гладкой поверхностью. Вторая часть экспериментов проводилась в трубе СС-19. В ней планировалось получить аэродинамические характеристики гладкого и волнистого крыла. Но в условиях трубы СС-19 критический угол атаки гладкого и волнистого крыла оказался одинаковым. Измерение степени турбулентности набегающего потока в трубе СС-19 показало уровень 0.7%. Сажемасляная визуализация, проведённая на одном и том же угле атаки а=14° при естественной для обеих труб степени турбулентности, выявила существенное различие формы отрывного пузыря (рис. 1.3).

Рис. 1.12. Сажемасляная визуализация на модели крыла с удлинением 1=1 и концевыми шайбами.

Угол атаки а=14°, 11е=1.7* 105. слева- в условиях трубы Т-324, е=0.04%; справа - в условиях трубы СС-19, е = 0,7%.

Из результатов визуализации видно, что в условиях трубы Т-324 отрывной пузырь имеет трёхмерные структуры на задней границе отрывного пузыря. В условиях трубы СС-19 отрывной пузырь имеет меньшую протяженность по хорде и отсутствие трёхмерных структур на задней границе, так что течение можно рассматривать как квазидвумерное.

Остаётся открытым вопрос, какие характеристики более соответствуют полёту МЛА в реальной атмосфере. Для этого необходимо провести лётные испытания. Наиболее простым лётным экспериментом является сажемасляная визуализация пограничного слоя на поверхности крыла, однако не вполне ясны критерии, по которым можно оценить влияние атмосферной степени турбулентности на пограничный слой и соответственно картину визуализации пристенного течения.

Для более детального изучения связи между аэродинамическими харак