EKSPERYMENTALNE BADANIA WPŁYWU SPOILERA NA AERODYNAMICZNE OBCIĄŻENIE SKRZYDŁA SAMOLOTU

Transkrypt

1 MODELOWANIE INŻYNIERSKIE nr 56, ISSN X EKSPERYMENTALNE BADANIA WPŁYWU SPOILERA NA AERODYNAMICZNE OBCIĄŻENIE SKRZYDŁA SAMOLOTU Andrzej Krzysiak Instytut Lotnictwa Streszczenie W obecnie użytkowanych samolotach do sterowania obciążeniem skrzydła, w fazie lądowania lub w trakcie gwałtownego podmuchu powietrza, stosowane są spoilery. W niniejszej pracy przedstawiono wyniki eksperymentalnych badań, wpływu wychylenia spoilera na zmianę rozkładu aerodynamicznego obciążenia skrzydła. Do badań wykorzystano model półskrzydła samolotu. Obciążenie aerodynamiczne modelu mierzone było przez dwie wagi aerodynamiczne, umieszczone u jego podstawy, oraz osiem mostków tensometrycznych, naklejonych wzdłuż rozpiętości półskrzydła. Ponadto, w dwóch wybranych przekrojach, dokonywano pomiaru rozkładu ciśnienia na powierzchni zewnętrznej modelu wzdłuż cięciw skrzydła. Badania zrealizowano w ramach projektu europejskiego STARLET. Słowa kluczowe: aerodynamika stosowana, sterowanie przepływem, spoilery EXPERIMENTAL STUDY OF THE IMPACT OF SPOILER ON THE AERODYNAMIC WING LOAD Summary In contemporary aircrafts to wing load control, during its landing phase or sudden gusts the spoilers are used. This paper presents, the results of experimental studies of the effect of spoiler deflection, on the wing load distribution along its span. The study was carried out on the semi-half aircraft wing model. The aerodynamics loads were measured by two aerodynamic balances placed at the model base, and by eight strain gauge bridges, distributed along its span. Moreover, in the two selected wing cross sections, the pressure distributions on the outer wing surface, along the wing chords, were measured. Presented research work was carried out within the framework of the European project STARLET. Keywords: applied aerodynamics, flow control, spoilers 1. WSTĘP W trakcie rozpoczęcia fazy podchodzenia samolotu do lądowania, w celu zmniejszenia jego wysokości lotu, istnieje konieczność zmniejszenia siły nośnej wytwarzanej przez jego skrzydło. Redukcję siły nośnej można uzyskać zarówno poprzez zmniejszenie kąta natarcia samolotu, jak i poprzez wychylenie spoilerów. Wychylenie spoilerów nie powoduje przyrostu prędkości, co jest istotne w trakcie podejścia samolotu do lądowania. Również w innych warunkach lotu, takich jak wystąpienie gwałtownego podmuchu powietrza lub w trakcie wykonywania niektórych manewrów, istnieje konieczność redukcji siły nośnej na skrzydle. Ma to związek nie tylko z komfortem lotu pasażerów, lecz również może być spowodowane obawą o zbyt duże obciążenie skrzydła. Reakcja pilota w takich sytuacjach polega na wychyleniu spoilerów zmniejszających siłę nośną. Spojlery mechaniczne (od angielskiego spoil psuć), zwane też przerywaczami lub interceptorami, są klasycznymi elementami mechanizacji skrzydła. Mają one postać odchylanych płyt zamocowanych na górnej powierzchni skrzydła. Stosowane są z reguły w dużych samolotach. Wychylenie spojlerów powoduje oderwanie 71

2 EKSPERYMENTALNE BADANIA WPŁYWU SPOILERA NA AERODYNAMICZNE przepływu za nimi, a tym samym zmianę rozkładu ciśnienia, skutkującą zmniejszeniem siły nośnej na skrzydle. Do zmniejszenia wysokości lotu samolotu spoilery wychylane są symetrycznie na obu skrzydłach. Niesymetryczne wychylanie spoilerów powoduje powstawanie momentu przechylającego i może w niektórych sytuacjach i niektórych samolotach zastępować lub wspomagać działanie lotek. W ostatnich latach pojawiła się tendencja do sterowania przepływem na powierzchniach nośnych obiektów latających w sposób mniej klasyczny, lecz bardziej zaawansowany. Do tego celu wykorzystuje się nowoczesne (oparte na wykorzystaniu urządzeń piezoelektrycznych lub innych nowoczesnych technologii) wzbudniki przepływu (np. synthetic jets, wzbudniki plazmowe, generatory wirów, itp.) [1-7]. Zmieniają one opływ powierzchni nośnej, poprawiając charakterystyki aerodynamiczne obiektów latających lub mogą być też wykorzystywane do sterowania nimi. Podstawową zaletą nowoczesnych urządzeń sterowania przepływem jest ich duża szybkość działania (znacznie większa niż w przypadku urządzeń klasycznych), co umożliwia ich szybką reakcję w przypadku zmieniających się warunków zewnętrznych. Z tych też powodów nowoczesne wzbudniki przepływu znalazły między innymi zastosowanie do sterowania małymi bezzałogowymi obiektami latającymi. O ile spoilery mechaniczne były obiektem badań w tunelach aerodynamicznych przez wiele dziesięcioleci [8, 9], tak badania nad sterowaniem przepływu przy wykorzystaniu nowoczesnych technik są obecnie przedmiotem zainteresowania wielu ośrodków naukowych. I tak alternatywą dla klasycznych spoilerów mechanicznych mogą stać się w przyszłości urządzenia wydmuchowe, takie jak te, które zostały zaproponowane i przebadane w ramach projektu europejskiego STARLET [1, 11]. W niniejszej pracy przedstawiono wyniki eksperymentalnych badań wpływu wychylenia spoilera na zmianę rozkładu obciążenia skrzydła, wzdłuż jego rozpiętości. Badania zrealizowano na modelu półskrzydła samolotu w tunelu aerodynamicznym T-3 ( 5m) Instytutu Lotnictwa. Obciążenie aerodynamiczne modelu mierzone było przy wykorzystaniu dwóch wag aerodynamicznych oraz ośmiu mostków tensometrycznych. Uzyskane wyniki badań przedstawiono w postaci rozkładu momentu gnącego wzdłuż rozpiętości skrzydła oraz rozkładu współczynnika tego momentu. 2. TECHNIKA BADAŃ 2.1 TUNEL MAŁYCH PRĘDKOŚCI T-3 Badania wpływu spoilera na aerodynamiczne obciążenia skrzydła samolotu przeprowadzono w tunelu aerodynamicznym T-3 w Instytucie Lotnictwa. Tunel aerodynamiczny T-3 jest tunelem atmosferycznym o obiegu zamkniętym z otwartą przestrzenią pomiarową. Wymiary przestrzeni pomiarowej wynoszą: średnica 5 m, długość 6.5 m. W czasie wykonywanych badań spoilera, w przestrzeni pomiarowej tunelu można było osiągnąć maksymalną prędkość 5 m/s, co pozwalało na uzyskiwanie liczb Reynoldsa do 3.3 x 1 6. Regulacja prędkości odbywała się w sposób ciągły w zakresie od ok. 1 m/s do 5 m/s. Schemat tunelu aerodynamicznego T-3 i jego podstawowe wymiary pokazano na rys. 1. Rys. 1. Schemat tunelu aerodynamicznego T-3 W roku 214 układ napędowy tunelu aerodynamicznego T-3 został zmodernizowany, co pozwala obecnie na osiągnięcie maksymalnej prędkości przepływu około 9 m/s. 2.2 STOISKO BADAWCZE Eksperymentalne badania obciążeń aerodynamicznych skrzydła samolotu przeprowadzone zostały przy użyciu modelu półskrzydła o rozpiętości 2.4 m. Model półskrzydła usytuowany był w przestrzeni pomiarowej tunelu aerodynamicznego w pozycji pionowej na płycie brzegowej o wymiarach 5.2 x 5.5 m (rys. 2). 72

3 Andrzej Krzysiak jego bieżącej cięciwy (rys. 3). Spoiler wychylany był na następujące kąty δ S =, 5, 1, 15, 2, 25, 3, 35. Rys. 2. Model pół-skrzydła w przestrzeni pomiarowej tunelu aerodynamicznego T-3 Model półskrzydła osadzony był na dwóch wagach aerodynamicznych (przedniej 5-składowej oraz tylnej 3-składowej), za pomocą których dokonano pomiaru sił i momentów aerodynamicznych działających na cały model (rys. 3). Wagi aerodynamiczne usytuowane były na obrotowej podstawie modelowej umożliwiającej zmianę kąta natarcia modelu w zakresie α = 36. Wzdłuż rozpiętości modelu półskrzydła (na jego przednim dźwigarze) naklejono 8 zestawów mostków tensometrycznych. Usytuowanie mostków tensometrycznych na modelu przedstawiono w tabeli 1. Tab. 1. Położenie mostków tensometrycznych na modelu półskrzydła Mostek y [mm] y/b [%] Mostek y [mm] y/b [%] gdzie: B rozpiętość modelu, y odległość od podstawy. Za pomocą mostków tensometrycznych oraz zestawu pomiarowo-rejestrującego ESAM zmierzono momenty gnące działające na model skrzydła (w jego poszczególnych przekrojach), będące efektem odziaływania sił aerodynamicznych. Wyniki pomiarów momentów gnących uzyskane z wag aerodynamicznych oraz mostków tensometrycznych umożliwiały wyznaczenie rozkładu momentu gnącego modelu półskrzydła wzdłuż jego rozpiętości. Model spoilera wykonany został w postaci płaskiej płytki, zamocowanej obrotowo do górnej powierzchni modelu półskrzydła wzdłuż linii leżącej w 5% cięciw modelu. Długość spoilera wynosiła 765 mm ( 62% 94% rozpiętości modelu), a szerokość była zmienna wzdłuż rozpiętości modelu i wynosiła 1% Rys. 3. Schemat układu pomiarowego aerodynamicznych obciążeń modelu półskrzydła Niezależnie od zbierania danych dotyczących rozkładu momentu gnącego działającego na model półskrzydła w trakcie badań dokonywano również pomiarów rozkładu ciśnienia statycznego na powierzchni modelu. Pomiary te wykonano wzdłuż cięciwy w dwóch przekrojach modelu (leżących w 73% i 82% rozpiętości modelu). Do pomiaru użyto elektronicznych skanerów ciśnienia wchodzących w skład układu pomiarowego INITIUM. Celem tych pomiarów było określenie wpływu wychylanego spoilera na obszar oderwania przepływu tworzący się za spoilerem. 3. WYNIKI BADAŃ Badania wpływu spoilera na aerodynamiczne obciążenia skrzydła samolotu przeprowadzono w tunelu aerodynamicznym T-3 dla prędkości przepływu niezakłóconego V 33.5 m/s, co odpowiadało liczbie Macha M =.1 (Re = 2.4*1 6 ). Zrealizowany program badań przedstawiał się następująco: kąty natarcia modelu α =, 2, 4, 6, 8, 1, 12, kąty wychylenia spoilera δs = 35 co 5. Na rys. 4, 5 i 6 przedstawiono wpływ wychylenia spoilera na rozkład momentów gnących wzdłuż rozpiętości modelu pół-skrzydła, dla trzech wybranych kątów wychylenia spoilera, tj. δs = 15, 25 i 35 oraz kąta natarcia modelu α = 1. Wartości momentów 73

4 EKSPERYMENTALNE BADANIA WPŁYWU SPOILERA NA AERODYNAMICZNE gnących skrzydło wyznaczono na podstawie danych uzyskanych z mostków tensometrycznych (rozmieszczonych na powierzchni skrzydła), oraz z wag aerodynamicznych umieszczonych.29 m (y/b = -.122) poniżej nasady skrzydła. Na rys. 7, 8 i 9 przedstawiono zmiany w rozkładzie ciśnienia statycznego na powierzchni zewnętrznej modelu skrzydła (wzdłuż jego cięciwy, tj. w funkcji x/c, w przekroju y/b =.82), spowodowane wychyleniem spoilera na kąty δs = 15, 25 i 35,. W drugim z przekrojów skrzydła, tj. y/b =.73, uzyskano zbliżone wyniki badań. 16 My (Nm) M =.1, α = 1 δ = δ = My (Nm) M =.1, α = 1 δ = δ = y/b Rys. 6. Wpływ wychylenia spoilera na rozkład momentu Cp gnącego dla δ S = 35 oraz α = 1 M=.1, α =1, y/b =.82 δ = δ = y/b Rys. 4. Wpływ wychylenia spoilera na rozkład momentu gnącego dla δs = 15 oraz α = 1 16 My (Nm) M =.1, α = 1 δ = δ = X/C Rys. 7. Wpływ wychylenia spoilera na rozkład ciśnienia -3 Cp -2-1 statycznego dla δ S = 15 oraz α = 1 M=.1, α =1, y/b =.82 δ = δ = y/b Rys. 5. Wpływ wychylenia spoilera na rozkład momentu gnącego dla δ S = 25 oraz α = X/C Rys. 8. Wpływ wychylenia spoilera na rozkład ciśnienia statycznego dla δ S = 25 oraz α = 1 74

5 Andrzej Krzysiak Cp -3-2 M=.1, α =1, y/b =.82 δ = δ = C BMA δs (deg) Rys. 1. Zależność parametru względnej zmiany momentu gnącego w funkcji kąta wychylenia spoilera X/C Rys. 9. Wpływ wychylenia spoilera na rozkład ciśnienia statycznego dla δ S = 35 oraz α = 1 Na podstawie analizy przedstawionych powyżej zależności rozkładu momentu gnącego skrzydła wzdłuż jego rozpiętości można stwierdzić, że wychylenie badanego spoilera powoduje zmniejszenie aerodynamicznego obciążenia skrzydła. Prezentowane rozkłady ciśnienia statycznego na powierzchni skrzydła wskazują ponadto, że wychylenie spoilera skutkuje oderwaniem przepływu na powierzchni skrzydła w obszarze pomiędzy spoilerem a krawędzią spływu. Jednak rozwój oderwania przepływu, wpływający na skuteczność działania spoilera, nie zależy liniowo od kąta jego wychylenia. W celu oceny skuteczności działania spoilera w zmniejszaniu obciążenia aerodynamicznego skrzydła wprowadzono parametr względnej zmiany momentu gnącego skrzydła CBMA i zdefiniowany następująco: gdzie: CBMA = (MB-MB)/ MB (1) MB moment gnący u nasady (y/b=) skrzydła gładkiego MB moment gnący u nasady (y/b=) skrzydło ze spoilerem Na rys. 1 przedstawiono zależność parametru względnej zmiany momentu gnącego w funkcji kąta wychylenia spoilera. 4. WNIOSKI Przeprowadzone w tunelu aerodynamicznym T-3 Instytutu Lotnictwa eksperymentalne badania wpływu wychylenia spoilera na zmianę rozkładu obciążenia skrzydła wzdłuż jego rozpiętości pozwoliły na sformułowanie następujących wniosków: W całym badanym zakresie kątów wychylenie spoilera (zamocowanego na górnej powierzchni skrzydła) jego wychylenie skutkuje zmniejszeniem aerodynamicznego obciążenia skrzydła. Skuteczność działania spoilera, mierzona wartością parametru względnej zmiany momentu gnącego jest zależna od kąta jego wychylenia. W zakresie niedużych kątów wychylenia spoilera (tj. δ S = 15 ) skuteczność jego działania jest niewielka, a rośnie dopiero w zakresie wyższych kątów wychylenia. Maksymalną skuteczność działania badanego spoilera (CBMA =.22) uzyskano dla najwyższego badanego kąta jego wychylenia, tj. δ S = 35. Biorąc pod uwagę zarówno niską skuteczność działania klasycznego płytowego spoilera przy małych kątach jego wychylenia, jak i konieczny czas reakcji pilota samolotu na zmieniające się warunki, można stwierdzić, że tego typu urządzenia nie mogą być efektywne w przypadku gwałtownie zmieniających się warunków atmosferycznych (podmuchy powietrza). Wychylenie spoilera skutkuje oderwaniem przepływu na powierzchni skrzydła w obszarze pomiędzy spoilerem a krawędzią spływu. Jednak, jak pokazały badania, w zakresie małych kątów wychylenia spoilera, tj. δ S = 15, to oderwanie jest mniej intensywne, niż w zakresie wyższych kątów δ S. Wychylenie spoilera ponad górną powierzchnię skrzydła powoduje wyhamowanie prze- 75

6 EKSPERYMENTALNE BADANIA WPŁYWU SPOILERA NA AERODYNAMICZNE pływu w obszarze pomiędzy jego krawędzią natarcia a spoilerem. Skutkuje to wzrostem ciśnienia statycznego na tej części powierzchni skrzydła. Analogicznie, jak to stwierdzono w przypadku oderwania przepływu za spoilerem, można również zauważyć, że w zakresie małych kątów wychylenia spoilera, tj. δ S = 15, wzrost ciśnienia w obszarze pomiędzy krawędzią natarcia a spoilerem jest stosunkowo nieduży w porównaniu z zakresem wyższych kątów wychylenia spoilera. Efektem wychylenia spoilera na wyższe kąty niż δ S = 2 25 jest niewielkie zmniejszenie ciśnienia statycznego na dolnej powierzchni skrzydła. Jest to efekt zmniejszenia ciśnienia na krawędzi spływu. Literatura 1. Gad-el-Hak M.: Flow control passive, active, and reactive Management. Cambridge University Press Goksel B., Greenblatt D., Rechenberg I., Kastantin C., Nayeri C., Singh Y., Nayeri C., Paschereit C.: Pulsed plasma actuators for separation flow cntrol at MAV Reynolds numbers. Notes on Numerical Fluids Mechanics and Multidisciplinary Design 26, Vol 95, p Post M., Corke T.: Separation control on high angle of attack airfoil using plasma atuators. AIAA Journal 24, Vol. 42, p Smith B.L., Swift G.W.: A comparison between synthetic jets and continuous jets. Experimental in Fluids 23, Vol. 34, p Barton L., Smith A., Glezer A.: The formation and evolution of synthetic jets. Physics of Fluids 1998, Vol.1, No. 9, p Gwo-Bin L., Chiang S., Yu-Chong T., Tsao T., Liu Ch., Huang A., Chih-Ming H.: Robust vortex control of a delta wing by distributed microelectromechanical systems actuators. Journal of Aircraft 2, Vol. 37, No. 4, p Krzysiak A.: Control of flow using self-supplying air jet vortex generators. AIAA Journal 28, Vol. 46, No. 9, p Robert B., Liddel L.: Wind-tunnel tests of spoilers on tail surfaces. NACA ARR No. L5P John W., Paulson J.: Wind-tunnel investigation of a fowler flap and spoiler for an advanced general aviation wing. NASA TN D Stalewski W., Sznajder J.: Modification of aerodynamic wing loads by fluidic devices. Journal of KONES Powertrain and Transport 214, Vol. 21, No. 3, p Stalewski W., Sznajder J.: Computational simulations o smart aircraft-wing-load-control systems based on innovative fluidic devices. Proceedings of Workshop on Applied Modelling and Simulation WAMS 214, p