Влияние чисел М и Рейнольдса на аэродинамические характеристики крыла на срывных режимах обтекания

Лекция №25

Тема 9. Срывные режимы обтекания летательного аппарата

9.4. Влияние чисел М и Рейнольдса на аэродинамические характеристики крыла на срывных режимах обтекания.

Срыв потока с частей летательного аппарата приводит к значительному изменению        действующих на него аэродинамических сил и моментов. Если при срыве потока с крыла (оперения) не образуются устойчивые вихри, то, как правило, такое обтекание сопровождается уменьшением подъемной силы (реализуется “вредный срыв”). На стреловидных крыльях малого удлинения, например, треугольных, или корневых наплывах крыльев сложной формы в плане при умеренных углах атаки вихри, образующиеся при срыве потока на передних кромках, являются устойчивыми. За счет значительного разрежения в этих вихрях, расположенных при >0 над верхней поверхностью крыла, увеличивается подъемная сила (реализуется “полезный срыв”). На рис. 9.17 приведены полученные расчетом

Рис.9.17

на  ЭВМ  зависимости  коэффициента  нормальной  силы с_У oт  угла атаки a для случаев         “вредного срыва” (рис. 9.17 а, прямоугольное крыло, l =1) и “полезного срыва” (рис.9.17 б, треугольное крыло,l =1). Штриховыми линиями показаны данные для  бессрывного обтекания ,сплошными — для срывного.

      При срыве потока с обтекаемой поверхности (вязком срыве пограничного слоя) устойчивые вихри не образуются и подъемная сила уменьшается. Сопротивление  летательного аппарата при любом типе срыва потока всегда возрастает, особенно сильно при срыве с передних кромок вследствие практически полной потери подсасывающей силы. При этом аэродинамическое качество на срывных режимах обтекания, как правило, уменьшается.

Однако наиболее сильное и неблагоприятное влияние оказывает срыв потока на моментные характеристики летательных аппаратов. В частности, в зависимости m_z (a) появляется участок выполаживания (или даже так называемая “ложка”, то есть изменение знака производной m_z ^a ) _, после которого может наблюдаться восстановление наклона характеристики m_z(a), то есть восстановление знака производной m_z^a или даже его увеличение (рис. 9.18).

Рекомендуемые материалы

 

  

           Рис.9.18                                                                    Рис.9.19

Такое изменение зависимости m_z(a) связано со смещением фокуса самолета вперед на этих углах атаки (рис. 9.19) и объясняется рядом причин: влиянием концевого срыва потока на стреловидном крыле; увеличением скоса потока от крыла в районе горизонтального оперения при увеличении угла атаки; кабрирующим моментом от головной части фюзеляжа и воздухозаборников; подсасывающим действием вихрей, образующихся на наплыве крыла и на головной части фюзеляжа; торможением крылом и фюзеляжем набегающего потока и уменьшением скоростного напора в районе горизонтального оперения и др.

        Возникновение концевого срыва потока на стреловидных крыльях приводит к уменьшению подъемной силы концевых сечений и всего крыла (соответствует началу отвала кривой с_y(a)). Это вызывает смещение фокуса самолета вперед и равносильно появлению дополнительного кабрирующего момента. Это смещение фокуса может быть значительным, так как уменьшение подъемной силы в концевых сечениях происходит на большом плече относительного центра   приведения (центра масс  самолета), а изменение коэффициента момента тангажа оказывает большим, чем уменьшение коэффициента подъемной силы (см. рис 9.18).

Рис.9.20                                                                   Рис.9.21

Возникшие зоны концевого срыва потока при дальнейшем увеличении угла атаки расширяются к корневым сечениям крыла сравнительно медленно и практически стабилизируются, что может способствовать возврату фокуса назад (см. рис. 9.19) и к восстановлению наклона зависимости m_z(a) (см. рис. 9.18) за счет увеличения подъемной силы, создаваемой нижней поверхностью крыла и участками бессрывного обтекания верхней поверхности.

        При увеличении угла атаки возрастает угол вертикального скоса потока в районе горизонтального оперения (рис. 9.20), что вызывает уменьшение его эффективности и смещение фокуса самолета вперед. Увеличению скоса потока способствуют вихри, которые образуются на наплыве крыла и на головной части фюзеляжа. Это происходит до некоторого угла атаки (см. рис. 9.20), а затем вследствие удаления оперения от зоны максимального скоса за крылом эффективность оперения восстанавливается, что способствует возврату фокуса самолета назад.

         На самолетах, имеющих крылья с наплывами, при увеличении угла атаки возрастает подъемная сила на наплыве вследствие подсасывающего воздействия вихрей, образующихся на его передних кромках. В результате фокус самолета смещается вперед. Аналогичное подсасывающее воздействие на головную часть фюзеляжа могут оказывать вихри, на ней образующиеся.

          Срыв потока и образование вихрей значительно изменяют боковые моментные характеристики. На больших углах атаки существенно уменьшаются по абсолютной величине и даже могут поменять знак производные m_x ^b   и  m_y ^b(рис. 9.21). Происходит это по ряду причин.

Во-первых, на величину m_x ^b   сильно влияет срыв потока с крыла, особенно концевой. Во-вторых, при увеличении угла атаки киль наклоняется назад по отношению к набегающему потоку, увеличивается его эффективная стреловидность (_эф =c_во+a), уменьшается боковая сила при скольжении. В-третьих, вертикальное оперение все больше затеняется впереди расположенными фюзеляжем и крылом, особенно его наплывом, то есть усиливается торможение потока этими частями самолета, уменьшается скоростной напор в районе вертикального опере- ния. В-четвертых, боковая сила на головной части фюзеляжа и воздухозаборника при скольжении создает неблагоприятный момент рыскания, возрастающий при увеличении угла атаки. В- пятых, на боковые моменты неблагоприятно влияют вихри, образующиеся на наплыве крыла и удлиненной заостренной головной части фюзеляжа.

        При полете на больших углах атаки происходит падение эффективности органов продольного и бокового управления самолетов — уменьшаются по абсолютной величине и даже могут поменять знак производные m_x ^{d э}  (m_x^{d инт}), m_y^{d н}  ,m_z^{d в}(  m_z^{j ст}  )    (рис. 9.22). Ухудшение характеристик элеронов, интерцепторов,

Рис.9.22

рулей высоты и управляемого стабилизатора вызывается срывом потока с крыла и горизонтального оперения, а эффективность руля направления снижается из-за уменьшения скоростного напора, увеличения эффективной стреловидности вертикального оперения при увеличении угла атаки и неблагоприятного влияния вихрей, образующихся на наплыве крыла и головной часть фюзеляжа.

        Срыв потока с несущих поверхностей на больших углах атаки вызывает существенное ухудшение характеристик демпфирования летательных аппаратов. На рис. 9.23 приведена зависимость производной m_x^{w x} от угла атаки a для модели самолета с крылом изменяемой в полете стреловидности при минимальном угле стреловидности поворотной части. Видно, что при

Рис.9.23

Видно, что при увеличении угла атаки эта производная уменьшается по абсолютной величине и даже может стать положительной (режим антидемпфирования).

         На этом режиме может возникнуть явление самовращения (авторотации) самолета. Дело в том, что при его вращении вокруг продольной оси с угловой скоростью w_x на поднимающейся половине крыла углы атаки сечений уменьшаются, а на опускающейся — увеличиваются. Поэтому на опускающейся половине крыла при меньшем угле атаки начинается срыв потока, уменьшаются критический угол атаки и подъемная сила (рис. 9.24). Если за счет срыва потока на опускающейся половине

крыла ее подъемная сила уменьшается сильнее, чем на поднимающейся за счет уменьшения углов атаки сечений при вращении, то появляется дополнительный момент крена, способствующий вращению (на бессрывных режимах этот момент препятствует вращению) .

9.5. Влияние срыва потока на аэродинамические характеристики летательного аппарата.

Как уже указывалось в предыдущих лекциях, число Re оказывает существенное влияние на срывное обтекание крыла и его аэродинамические характеристики на этих режимах. Если профиль сравнительно толстый (>10%) и срыв происходит вблизи задней кромки, то увеличение числа Re в определенном диапазоне приводит к затягиванию срыва на большие углы атаки и к увеличению угла a_кр и коэффициента с_{y max}  (рис. 9.25). У тонких профилей увеличение числа Re может вызвать смену типа срыва — вместо срыва с длинной зоной реализуется срыв с короткой зоной, при этом коэффициент c_{y max} также увеличивается (см. рис. 9.25) . Ha тонком крыле с острой передней кромкой число Re практически не влияет на его срывное  обтекание и коэффициент c_{ya max} .

                            Рис.9.25                                                        Рис.9.26

        На величину коэффициентов с_{ya н с} и  с_{ya тр}   число Re  влияет качественно так же, как и на коэффициент с_{ya max}.

        Влияние числа М на срывное обтекание и аэродинамические характеристики профиля зависит от его формы. У толстого профиля со срывом потока у задней кромки увеличение числа М приводит к увеличению положительного градиента давления, появлению волнового срыва и уменьшению коэффициента с_{ya max} (рис. 9.26). При этом, чем толще профиль тем более плавным является распределение давления по хорде и меньше положительные градиенты давления — срыв при малых числах М происходит на больших углах атаки и коэффициент c_{ya max} больше. Однако при увеличении числа М раньше начинается волновой срыв и коэффициент c_{ya max} уменьшаются (см. рис. 9.26).

У тонких профилей со срывом в длинной зоне у передней кромки увеличение числа М вначале не приводит к изменению с_{ya max} (рис.9.27), так как не изменяется характер срыва. Затем из-за турбулизации пограничного слоя происходит смена типа срыва — на срыв в короткой зоне с быстрым присоединением, и коэффициент с_{ya max} увеличивается. С возникновением местных скачков уплотнения и волнового срыва коэффициент c_{ya max} снова уменьшается (см. рис. 9.27).

       На крыльях конечного размаха и летательных аппаратах в целом увеличение числа М и возникновение волнового срыва вызывает, как правило, ухудшение аэродинамических характеристик. Рассмотрим, например, совместное, влияние угла стреловидности и числа М на срыв потока и аэродинамические характеристики. На малых числах М у стреловидных крыльев коэффициент с_{ya н /} (рис. 9.28) меньше, чем у нестреловидных, вследствие раннего концевого срыва. На больших числах М> M_кр у стреловидных крыльев коэффициент c_{ya нс} больше, чем у нестреловидных, за счет более позднего волнового срыва (см. рис. 9.28). При увеличении числа М из-за увеличения положительных  градиентов давления и влияния волнового срыва уменьшаются критический угол атаки aкри коэффициент c_{ya max} самолета (рис. 9.29). Еще более неблагоприятное влияние оказывает число М на моментные характеристики самолетов. При числах М > М_кр у самолетов со стреловидными крыльями усиливается концевой срыв потока, что вызывает более резкое изменение зависимости m_z (a) на больших углах атаки, чем на докритических числах М (рис. 9.30). Выполаживание зависимости m_z (a) и появление в ней так называемой “ложки” (измене- ние знака производной m_z^a  )при М>М_кр происходит на меньших углах атаки, чем при М<М_кр.

        Из-за ухудшения аэродинамических характеристик летательных аппаратов на больших углах атаки приходится вводить ограничения на режимы полета, причем с увеличением числа М эти ограничения усиливаются. При этом конкретное выражение этих ограничений, в частности, величина коэффициента c_{ya доп} зависит от геометрической формы летательных аппаратов и различно для дозвуковых и сверхзвуковых самолетов. На рис. 9.31 в качестве примеров приведены зависимости коэффициентов c_{ya тр}  и c_{ya доп}  от числа М для двух типов самолетов — дозвукового со стреловидным крылом большого удлинения (см. рис. 9.31 a) и сверхзвукового с треугольным крылом  (см. рис.9.31 6) .

                                   Рис.9.27                                                                    Рис.9.28

                  Рис.9.29                                                                   Рис.9.30

Рис.9.31

9.6. Полезный отрыв. Методы борьбы со срывом и управление отрывным обтеканием.

Для исключения или ослабления неблагоприятных последствий срыва потока на самолетах используются различные специальные меры:

1-аэродинамическая крутка, когда в сечениях, более склонных к отрыву, устанавливаются более несущие профили с большими значениями с_уанс (толстые несимметричные с большими радиусами закругления носка),

2-геометрическая крутка крыла, т.е. уменьшение местных углов атаки сечений, предрасположенных к отрыву, путем их поворота на меньшие углы установки или путем отгиба носка,

3-установка перегородок на стреловидных и треугольных крыльях, которые препятствуют перетеканию пограничного слоя к концевым сечениям,

4-применение крыла с “наплывом” большой стреловидности, который образует устойчивый вихрь, задерживающий срыв потока,

5-запилы,уступы и зубья, образующие устойчивые вихревые жгуты, которые,  выступают в роли “жидких”перегородок,

Рис.9.32

6-установка турбулизаторов в местах, наиболее подверженных отрыву, которые представляют собой пластины, установленные под углом к набегающему потоку и вызывающие его турбулизацию (а турбулентный поток менее склонен к отрыву),

Ещё посмотрите лекцию "8.2. Язык как метафора" по этой теме.

7-установка “наплывов” или боковых пластин на носовой части фюзеляжа, в этом случае срыв фиксируется на острых кромках “наплывов” и стабилизирующий момент рыскания на больших углах атаки возрастает,

                   Рис.9.33                                                                    Рис.9.34

8-для ликвидации срыва на стабилизаторе при больших углах его отклонения используется деформация средней линии профиля стабилизатора, при которой его носок отклоняется вверх, обеспечивая плавное обтекание передней кромки,

9-сдув или “отсос” пограничного слоя на отклоняемых поверхностях (обычно на механизации задней кромки крыла, поэтому подробно будут рассмотрены в другой теме).