WWW.DISSERS.RU

БЕСПЛАТНАЯ ЭЛЕКТРОННАЯ БИБЛИОТЕКА

   Добро пожаловать!

Pages:     || 2 |
Журнал технической физики, 2006, том 76, вып. 4 03 Гистерезис в аэродинамических характеристиках модели самолета с прямым крылом большого удлинения © И.В. Колин, В.К. Святодух, Т.И. Трифонова, Д.В. Шуховцов Центральный аэрогидродинамический институт им. проф. Н.Е. Жуковского, 140180 Жуковский, Московская область, Россия (Поступило в Редакцию 21 июня 2005 г.) Изложены результаты экспериментальных исследований множественного гистерезиса продольных аэродинамических характеристик модели самолета с прямым крылом большого удлинения при числе Рейнольдса Re = 0.33 · 106.

PACS: 51.10.+y Введение Модель и методика трубных испытаний Экспериментальные исследования в аэродинамиче- Эксперимент выполнен в аэродинамической труских трубах аэродинамических характеристик моделей бе Т-103 ЦАГИ на установке ОВП-102Б [10]. Мопрямоугольных крыльев различного удлинения ( 5) дель самолета имела прямое крыло с удлинением при числах Рейнольдса Re < 4 · 106 показали, что на 10, сужением 2.5 и относительной толщирежимах отрывного обтекания аэродинамические ха- ной профилия c = 17%. Числой Рейнольдса составляло рактеристики прямоугольных крыльев имеют сложную Re = 0.33 · 106 (по средней аэродинамической хорде нелинейную зависимость от угла атаки [1–14]. крыла ba = 0.114 m). Углы отклонения органов управИзвестно, что с ростом угла атаки самолета области ления были равны нулю. Испытания проводились при отрывного обтекания на крыле изменяют свои геомет- варьировании углов атаки в диапазоне -3 20 по рические характеристики, взаимодействуют с течениями следующей методике. Модель устанавливалась на хвона других частях поверхности модели самолета. Это стовой державке промышленной установки ОВП-102Б взаимодействие осуществляется с запаздыванием по от- и отклонялась на начальный угол атаки 0. Затем ношению к изменениям кинематических параметров и включался поток и проводились измерения статических по-разному проявляется при увеличении углов атаки аэродинамических сил и моментов при дискретном (прямой ход, разрушение исходных структур) и при их увеличении угла атаки на величину вплоть до уменьшении (обратный ход, восстановление исходных значения max. В каждой серии испытаний определялись структур), что приводит к зависимости аэродинамиче- те особые значения угла атаки, в окрестности которых ских коэффициентов от направления изменения угла наблюдались резкие, почти скачкообразные изменения атаки, т. е. к гистерезисному характеру зависимостей аэродинамических нагрузок, вначале при увеличении аэродинамических сил и моментов от угла атаки. Пе- ( >0), а затем каждый раз без останова потока реходная область углов атаки, в которой происходит трубы — при уменьшении ( <0) угла атаки. Таразрушение безотрывного обтекания и устанавливается кая методика испытаний позволяет выявить сущестоваразвитое отрывное течение, может характеризоваться ние областей гистерезисных зависимостей, исследовать наличием нескольких устойчивых отрывных течений. участки однозначной зависимости сил и моментов от При смене структур течения наблюдается, например, параметров эксперимента и границы области гистеререзкое уменьшение значений коэффициента cy. При зиса. Если при прямом отклонении модели наблюдаобратном отклонении модели могут существовать углы ются более одного особого значения угла атаки, то в атаки, при которых наблюдается почти скачкообразное дальнейшем испытания проводятся следующим образом.

увеличение аэродинамических сил. Эти углы отличаются Выбирается начальное значение угла атаки 0 слева от углов атаки, при которых наблюдается резкое умень- от области гистерезиса, и при прямом отклонении шение величины cy при прямом отклонении модели. модели ( >0) достигается угол атаки 1, немного Таким образом, гистерезис в аэродинамических харак- превышающий первое особое значение угла атаки теристиках модели самолета может быть множествен- ( >0). После останова модели при = 1 продол ным, состоящим из нескольких подобластей, разделен- жаются испытания с <0 до значения 0. Затем ных между собой внутренними границами [8]. В данной вновь повторяются испытания с >0 до угла атаки работе приведены результаты исследования множествен- 2, немного превышающего второе особое значение ного гистерезиса в аэродинамических характеристиках угла атаки 2, и повторяются испытания при

Гистерезис в аэродинамических характеристиках модели самолета с прямым крылом... Анализ топологии внешних границ ется возрастание cy, особенно резкое при <10. При 8.5 зависимость cy(, <0) совпадает с зависимообласти гистерезиса стью cy(, >0).

На рис. 1 приведены зависимости cy = f () и Таким образом, из полученных результатов следует, mz = f (), полученные при варьировании углов атаки что при изменении угла атаки от = -3 до = 20, в диапазоне -3 20. Видно, что вне интервала а затем от = 20 до = -3 аэродинамические харакуглов атаки 8.5 17 зависимости являются од- теристики рассматриваемой модели самолета с прямым нозначными, а внутри этого интервала двузначными. крылом при малых числах Рейнольдса характеризуются Верхняя граница двузначной области получается при стандартной гистерезисной зависимостью от угла ата увеличении угла атаки ( >0, прямой ход (маркер )) ки. В области гистерезиса зависимости cy (, >0) и от 0 = -3 до f = 20, а нижняя граница — при умень- cy(, <0) содержат локальные минимумы и максиму шении угла атаки ( <0, обратный ход (маркер )) от мы в окрестностях углов атаки, при которых реализуютf = 20 до 0 = -3. ся режимы перестройки отрывных течений на поверхКритическое значение угла атаки составляет c 13, ности крыла. Особые значения угла атаки составляют максимальное значение коэффициента подъемной силы 1 13.5 и 2 16.5 при >0 и 3 9.5 при <0.

= = = cy max 1.15. Видно, что при >0 значения cy до Рассмотрим результаты испытаний модели при разуглов атаки 5 увеличиваются практически линейно.

личных значениях 0 и f. С этой целью введем спеПри приближении к критическому значению угла атаки циальные обозначения для углов атаки, соответствуюнаклон зависимости cy = f () уменьшается медленно, щих точкам ветвления функций cy = f () и mz = f ().

а при углах >c величина коэффициента cy резко Обозначим через угол атаки, при котором при уменьшается. После достижения локального минимума <0 функции cy (, ) и mz (, ) расходятся с функ в точке 14 функция cy = f () возрастает, достига- циями cy (, ) и mz (, ), получаемыми при >0.

ет локального максимума при угле атаки 16, затем Для зависимостей cy = f () и mz = f (), показанных снова резко уменьшается, достигает локального мини- на рис. 1, 17. Через обозначим угол атамума в точке 17, потом значение коэффициента cy ки, который при <0 соответствует точке слияния увеличивается. Зависимости cy = f () и mz = f () при функций cy (, <0) и cy(, >0), а также функций <0 получены без останова трубы после достижения mz (, <0) и mz (, >0). Исследования показывают, угла атаки max = 20. Функция cy = f () при умень- что если угол атаки меньше и не превышает величины шении угла атаки с = 17 разветвляется, и величина c (для рассматриваемой модели самолета c 13), коэффициента нормальной силы cy монотонно уменьша то зависимости cy = f () и mz = f () при >0 и ется вплоть до значений 12. При <12 наблюда <0 не отличаются друг от друга. Нижние ветви гистерезисных зависимостей cy = f () и mz = f () обычно получают при возвратном движении модели из области больших углов атаки, т. е. когда испытания с < начинают с углов атаки >.

В эксперименте показано, что если при отсутствии потока начальный угол атаки выбрать из диапазона при >0. Таким образом, из результатов эксперимента следует, что значения аэродинамических коэффициентов на верхней границе реализуются при >0 и выборе начального угла атаки из условия 0 <, а значения на нижней границе — при выборе без потока начального угла атаки из условия < <, или при <0 после достижения f > при прямом ходе.

Анализ топологии внутренних ветвей гистерезиса Из анализа зависимостей cy = f () и mz = f () на Рис. 1. Зависимости cy() и mz () модели самолета с прямым рис. 1 можно предположить, что после разрушения крылом = 10 при увеличении () и уменьшении ( ) угла структуры течений, существовавшей и медленно трансатаки.

Журнал технической физики, 2006, том 76, вып. 138 И.В. Колин, В.К. Святодух, Т.И. Трифонова, Д.В. Шуховцов формировавшейся до угла атаки c, образуется новая промежуточная структура течений, устойчивая при 14 16. Действительно, в диапазоне углов атаки 14 16 характер изменения аэродинамических коэффициентов качественно такой же, как и в диапазоне углов атаки 17. Поэтому можно предположить, что при возвратном движении с углов атаки 14 зависимости cy = f () и mz = f () обладают по отношению к углу атаки = 14 такими же свойствами, как и по отношению к углу атаки = 17 при возвратном движении с углов атаки >17, т. е., что угол атаки 14 так же как и угол атаки = 17 является точкой ветвления зависимостей cy = f () и mz = f ().

Подтверждением этого положения являются результаты эксперимента, показанные на рис. 2. В этих испытаниях был установлен начальный угол атаки 0 = 7 и при прямом ходе модели при >0 достигнут конечный угол атаки f = 14 (маркер •). При возвратном движении ( <0) реализуются внутренние ветви гистерезисных зависимостей cy = f () и mz = f () (маркер ).

Внутренние ветви гистерезисных зависимостей cy = f () и mz = f () начинаются в точке 1 14, расположенной на верхних границах областей Рис. 3. Исследование внутренней ветви гистерезиса в зависи гистерезиса, получаемых при >0, и в точке мости cy () при различных начальных и конечных значениях 1 10 сливаются с нижними границами областей угла атаки, „0“ — начало движения модели.

гистерезиса. Точки 1 и 1 удовлетворяют неравенству < 1 < 1 <.

Таким образом, проведенный эксперимент позволил многократные испытания с вариацией начальных и ковыявить важное практическое свойство гистерезисных нечных углов атаки модели. На рис. 3 показаны отдельзависимостей аэродинамических коэффициентов — гиные результаты таких испытаний. На рис. 3, a, b показаны стерезис аэродинамических характеристик может быть примеры реализации внутренней ветви гистерезиса в замножественным. Для подтверждения того, что получен висимости cy = f () в случаях, когда при <0 начальный результат не является случайным, были проведены ный угол атаки выбирается в диапазоне 14 0 16, а конечный — либо в диапазоне 10 f < 14 (рис. 3, a), либо в диапазоне 8.5 f < 10 (рис. 3, b); после достижения конечного значения угла атаки осуществлялось движение модели с >0 до достижения углов атаки 14 16. Начальные углы атаки 14 0 предварительно достигались при >0 из установочного угла атаки = 0.

В эксперименте получено, что при таких испытаниях при многократном повторении значения аэродинамических коэффициентов, соответствующие внутренней ветви, реализуются с высокой точностью. Важно подчеркнуть, что при возвратном движении при >внутренняя ветвь гистерезиса реализуется не только при 10

На рис. 3, c показан пример реализации в случаях, когда начальный угол атаки модели 8.5 0 10 устанавливался без потока. Из полученных данных экспе римента видно, что при >0 сразу реализуются внутренние ветви зависимости cy = f (), совпадающие с результатами, полученными при других способах выбора 0 и. Если при этом после достижения (при >0) угла атаки 14 < <16 продолжить испытания при Рис. 2. Множественный гистерезис зависимостей cy () и mz (), • —прямой ход;, —обратный. <0 до угла <8.5, а затем с >0 до углов атаки Журнал технической физики, 2006, том 76, вып. Гистерезис в аэродинамических характеристиках модели самолета с прямым крылом... 14 < <16, то вначале при движении от 14 < <16 Список литературы к <8.5 реализуются внутренние ветви, а затем [1] Jacobs E.M. // NASA. Rep. N 391. 1931.

при движении от <8.5 — верхняя граница области [2] Курьянов А.И., Столяров Г.И., Штейнберг Р.И. // Ученые гистерезиса. В случае, если при V = 0 устанавливается записки ЦАГИ. 1979. Т. 10. № 3.

0 > 1 10, например = 10.5, а затем выбирается [3] Столяров Г.И., Табачников В.Г. // Тр. ЦАГИ. 1985.

скорость >0, то повторяется нижняя граница области Вып. 2290.

гистерезиса.

[4] Колмаков Ю.А., Рыжов Ю.А., Столяров Г.И., ТабачниЕсли начальные углы атаки выбираются из условия ков В.Г. // Тр. ЦАГИ. 1985. Вып. 2290.

>, т. е. в области режимов развитого отрывного [5] Табачников В.Г. // Тр. ЦАГИ. 1985. Вып. 2290.

обтекания (0 > достигаются либо как конечное зна[6] Нейланд В.Я., Столяров Г.И., Табачников В.Г. // Ученые чение при выборе 0 < и >0, либо как устанозаписки ЦАГИ. 1985. Т. 16. № 3.

вочный угол атаки при V = 0) и после прохождения при [7] Табачников В.Г. // Тр. ЦАГИ. 1985. Вып. 2290.

<0 нижней границы области гистерезиса достигаются [8] Томпсон Дж.М.Т. Неустойчивости и катастрофы в науке и технике. / М.: Мир, 1985.

углы атаки < < 1, то при последующем увеличе[9] Караваев Э.А., Прудников Ю.А., Часовников Е.А. // нии угла атаки с высокой степенью точности повторяУченые записки ЦАГИ. 1986. Т. 17. № 6.

ются внутренние ветви гистерезиса коэффициентов cy и [10] Колин И.В., Трифонова Т.И., Шуховцов Д.В. // ЖТФ. 2001.

mz независимо от способа реализации начальных углов Т. 71. Вып. 7. С. 128.

атаки 0 > 1 (рис. 3, d). Если после останова модели [11] Колин И.В., Суханов В.Л., Трифонова Т.И., Шухов при 14 < <16 продолжить испытания при <0, цов Д.В. // Механика жидкости и газа. 2002. № 2.

то снова для внутренней ветви повторятся результаты [12] Patric C. Murphy V. // AIAA Paper. Rep. 4016. P. 1–9. 2001.

испытаний, получаемые при 8.5 <0 < 10 и >0.

[13] Ильяшенко Н.П., Колин И.В., Марков В.Г., ТрифоноТаким образом, внутренние ветви гистерезиса устойва Т.И., Шуховцов Д.В. // Аэромеханика и газовая диначиво реализуются при следующих условиях эксперимика. 2003. № 2.

мента, исчерпывающих возможные варианты начальных [14] Колин И.В., Марков В.Г., Трифонова Т.И., Шухов значений угла атаки и знака величины : цов Д.В. // ЖТФ. 2004. Т. 74. Вып. 2. С. 124.

— при увеличении угла атаки ( >0) от начального значения < < 1, которое либо устанавливается при V = 0, либо достигается при возвратном движении с углов атаки > (в свою очередь углы атаки > либо устанавливаются при V = 0, либо достигаются при >0 из начальных углов < );

Pages:     || 2 |



© 2011 www.dissers.ru - «Бесплатная электронная библиотека»

Материалы этого сайта размещены для ознакомления, все права принадлежат их авторам.
Если Вы не согласны с тем, что Ваш материал размещён на этом сайте, пожалуйста, напишите нам, мы в течении 1-2 рабочих дней удалим его.