Экспериментальные исследования по активному управлению обтеканием закрылков на полумодели крыла сверхзвукового пассажирского самолета

Авиационная и ракетно-космическая техника


DOI: 10.34759/vst-2022-4-22-35

Авторы

Ша М. 1*, Сунь И. 2**, Ли Ю. 1***

1. Северо-Западный политехнический университет, Западная дорога дружбы, 127, Сиань, провинция Шэньси, 710072 Китайская Народная Республика
2. Ханчжоуский технический колледж Сяошань, Факультет машиностроения, г. Ханчжоу, провинция Чже Цзян, Китайская Народная Республика

*e-mail: shamg2020@nwpu.edu.cn
**e-mail: 544974488qq.com
***e-mail: liyulong@nwpu.edu.cn

Аннотация

Крылья современных летательных аппаратов (ЛА) имеют развитую механизацию. В зависимости от назначения, типа, класса и аэродинамической схемы ЛА она оснащается различными устройствами и системами, предназначенными для управления аэродинамическими характеристиками без изменения углового положения ЛА в потоке. Механизация используется на всех режимах полета: при взлете, наборе высоты, крейсерском полете, смене эшелона, снижении, заходе на посадку, движении по глиссаде, приземлении и послепосадочном пробеге. C целью увеличения подъемной силы для сверхзвукового пассажирского самолета на режиме взлета, разработано устройство по активному управлению обтеканием закрылка, смысл которого состоит в том, что вблизи задней кромки крыла вносится дополнительная кинетическая энергия в подторможенный поток путем сдува пограничного слоя струей газа. В данной статье представлены результаты экспериментального исследования влияния коэффициента импульса струи и угла отклонения закрылка на коэффициент подъемной силы Суа и коэффициент сопротивления Сха. С помощью системы наблюдения PIV (Particle Image Velocimetry) был исследован механизм управления обдувом закрылков. Результаты измерения подъемной силы показывают, что слишком велик для эффективного увеличения Суа, когда управление циркуляцией обдува не применяется. после применения управления циркуляцией обдува эффективный может быть увеличен. Максимальную подъемную силу модели крыла можно получить при маленьком и = 30°, а при увеличении максимальная точка подъемной силы модели постепенно смещается назад при = 40°. Результаты PIV эксперимента показывают, что при отсутствии управления обдувом на поверхности закрылков наблюдается явно выраженный отрыв потока, а после включения устройства управления потоком при = 30° присоединение потока может быть осуществлено даже с маленьким . С увеличением скорость потока на верхней поверхности крыла дополнительно увеличивается; при , меньшем 0,04, и = 40° происходит присоединение потока, при котором Суа и Сха увеличиваются; при , большем 0,04, происходит присоединение потока, при котором Суа увеличивается, а Сха снижается, аэродинамическое качество К увеличивается, аэродинамические характеристики значительно улучшаются.

Ключевые слова:

продувочная заслонка, увеличенная подъемная сила, управление потоком, эксперимент в аэродинамической трубе (АДТ), PIV

Библиографический список

  1. Павленко О.В., Петров А.В., Пигусов Е.А. Исследования обтекания высоконесущего крылового профиля с комбинированной энергетической системой увеличения подъемной силы крыла // Вестник Московского авиационного института. 2020. Т. 27. № 4. С. 7-20. DOI: 10.34759/vst-2020-4-7-20
  2. Ша М., Агульник А.Б., Яковлев А.А. Влияние расчетной сетки при математическом моделировании натекания дозвукового потока на профиль перспективной лопатки с отклоняемой задней кромкой в трехмерной постановке // Вестник Московского авиационного института. 2017. Т. 24. № 4. С. 110-121.
  3. Правидло М.Н., Прокудин С.В. Оценка экономического эффекта при математическом моделировании аэродинамических характеристик // Вестник Московского авиационного института. 2015. Т. 22. № 4. С. 32-37.
  4. Lin J.C., Melton L.P., Hannon J.A. et al. Testing of high-lift common research model with integrated active flow control // Journal of Aircraft. 2020. Vol. 57. No. 6, pp. 1121–1133. DOI: 10.2514/1.C035906
  5. Smith A.M. High-lift aerodynamics // Journal of Aircraft. 1975. Vol. 12. No. 6, pp. 501–530.
  6. Djojodihardjo H., Thangarajah N. Research, development and recent patents on aerodynamic surface circulation control — a critical review // Recent Patents on Mechanical Engineering. 2014. Vol. 7. No. 1. DOI: 10.2174/2212797607666140204004542
  7. Zhu H., Hao W., Li C. et al. Application of flow control strategy of blowing, synthetic and plasma jet actuators in vertical axis wind turbines // Aerospace Science and Technology. 2019. Vol. 88. No. 5,
    pp. 468-480. DOI: 10.1016/j.ast.2019.03.022
  8. Xu H., Qiao C., Yang H. et al. Active Circulation Control on the Blunt Trailing Edge Wind Turbine Airfoil // AIAA Journal. 2018. Vol. 56. No. 2, pp. 554-570. DOI: 10.2514/1.J056223
  9. Lefebvre A. M., Zha G. Design of high wing loading compact electric airplane utilizing co-flow jet flow control // 53rd AIAA Aerospace Sciences Meeting (5-9 January 2015; Kissimmee, Florida). DOI: 10.2514/6.2015-0772
  10. Ламли Дж.Л. Структура неоднородных турбулентных потоков // Атмосферная турбулентность и распространение радиоволн: Сборник трудов Международного коллоквиума (15-22 июня 1965; Москва). М.: Наука, 1967. С. 221-227.
  11. Wang J., Li Y., Xing F. Investigation on oblique shock wave control by arc discharge plasma in supersonic airflow // Journal of Applied Physics. 2009. Vol. 106. No. 7: 2117. DOI: 10.1063/1.3236658
  12. Henning L., King R. Drag reduction by closed-loop control of a separated flow over a bluff body with a blunt trailing edge // 44thIEEE Conference on Decision and Control (15 December 2005; Seville, Spain). DOI: 10.1109/CDC.2005.1582204
  13. Plogmann B., Mack S., Fasel H. Experimental Investigation of Open- and Closed-Loop Control for Airfoil Under Low Reynolds Number Conditions // 39thAIAA Fluid Dynamics Conference (22 June 2009 — 25 June 2009; San Antonio, Texas). DOI: 10.2514/6.2009-4282
  14. Naguib A.M., Wark C.E., Juckenhо#fel O. Stochastic estimation and flow sources associated with surface pressure events in a turbulent boundary layer // Physics of Fluids. 2001. Vol. 13. No. 9, pp. 2611-2626. DOI: 10.1063/1.1389284
  15. Siegel S., Cohen K., McLaughlin T. Feedback Control of a Circular Cylinder Wake in Experiment and Simulation (Invited) // 33rd AIAA Fluid Dynamics Conference and Exhibit (23 — 26 June 2003; Orlando, Florida). 2003. DOI: 10.2514/6.2003-3569
  16. Ша М., Агульник А.Б., Яковлев А.А. Анализ влияния энергетической механизации крыла путем выдува воздуха от двигателя на его аэродинамические характеристики // Насосы. Турбины. Системы. 2018. Т. 4. № 29. С. 38-48.
  17. Meng X., Song K., Long Y., Li H. Airflow control by NS-SDBD plasma actuators // Acta Aerodynamica Sinica. 2018. Vol. 36. No. 6, pp. 901-916. DOI: 10.7638/kqdlxxb-2018.0078
  18. Lombardi A.J., Bowles P.O., Corke T.C. Closed-Loop Dynamic Stall Control Using a Plasma Actuator // AIAA Journal. 2013. Vol. 51. No. 5, pp. 1130-1141. DOI: 10.2514/1.J051988
  19. Jones G.S., Lin J.C., Allan B.G. et al. Overview of CFD Validation Experiments for Circulation Control Applications at NASA. 2008. URL: https://ntrs.nasa.gov/api/citations/20080031119/downloads/20080031119.pdf
  20. Allan B.G., Juang J.N., Raney D.L., Seifert A. Closed-loop Separation Control Using Oscillatory Flow Excitation. Contractor Report NASA/CR-2000-210324. 2000.

mai.ru — информационный портал Московского авиационного института

© МАИ, 1994-2024