STEROWANiE PRZECiĄGNiĘCiEM DYNAMiCZNYM NA ŁOPACiE POWRACAJĄCEJ PRZY UŻYCiU SAMOZASiLAJĄCYCH STRUMiENiOWYCH GENERATORÓW WiRÓW

Transkrypt

1 PRACE instytutu LOTNiCTWA 215, s , Warszawa 2011 STEROWANiE PRZECiĄGNiĘCiEM DYNAMiCZNYM NA ŁOPACiE POWRACAJĄCEJ PRZY UŻYCiU SAMOZASiLAJĄCYCH STRUMiENiOWYCH GENERATORÓW WiRÓW ANdrzej KrzySIAK Instytut Lotnictwa Streszczenie Sterowanie przepływem mające na celu opóźnienie występowania przeciągnięcia dynamicznego na łopacie powracającej, a w konsekwencji podwyższenie możliwości eksploatacyjnych śmigłowca, jest obecnie przedmiotem badań w szeregu laboratoriach na świecie. Jedna z badanych technik sterowania polega na zastosowaniu do tego celu strumieniowych generatorów wirów. W omawianej pracy przedstawiono wyniki eksperymentalnych tunelowych badań oscylującego modelu segmentu profilu NACA 0012 wyposażonego w samozasilające strumieniowe generatory wirów. Ruch oscylacyjny modelu profilu w tunelu aerodynamicznym (Δα = 5 i f = 5 Hz) symulował zmianę kąta natarcia profilu łopaty wirnika w trakcie ruchu obrotowego łopaty w locie poziomym śmigłowca. Badania przeprowadzono w tunelu trisonicznym Instytutu Lotnictwa dla liczb Macha M = 0.2 i 0.3 oraz bazowych kątów natarcia α 0 = W trakcie badań mierzono chwilowe rozkłady ciśnień na modelu profilu i na ich podstawie wyznaczono wartości współczynnika siły nośnej oraz momentu pochylającego profilu. SPiS OZNACZEŃ c cięciwa modelu [m]; f - częstotliwość oscylacji modelu profilu [1/s]; C m współczynnik momentu pochylającego; Cz współczynnik siły nośnej; M liczba Macha; re liczba reynolds a; α 0 kąt natarcia, względem którego oscylował model profilu, [ ]; α kr krytyczny kąt natarcia [ ]; Δα kr zmiana krytycznego kąta natarcia [ ]; Δα - nominalna amplituda oscylacji modelu profilu [ ]; Φ kąt pochylenia strumieni wychodzących z dysz generatorów wirów [ ]; ψ - azymut łopaty wirnika względem kierunku lotu śmigłowca [ ]; Ψ - kąt przekoszenia strumieni wychodzących z dysz generatorów wirów [ ].

2 18 ANdrzej KrzySIAK 1. WPROWADZENiE W locie poziomym śmigłowca napływ powietrza na profil łopaty jest następstwem sumowania się prędkości ruchu obrotowego wirnika oraz prędkości ruchu postępowego śmigłowca. z tego powodu prędkość tego napływu w trakcie obrotu wirnika ulega okresowej zmianie w taki sposób, że na łopacie nacierającej prędkość opływu rośnie, a na łopacie powracającej maleje. W takiej sytuacji równowagę śmigłowca zapewnia sterowanie skokiem cyklicznym łopat wirnika. dzięki temu na łopacie nacierającej kąt natarcia jest mniejszy, niż na łopacie powracającej. Tak więc, w trakcie obrotu wirnika na jego łopatach następuje okresowa zmiana kąta natarcia, od małych wartości na łopacie nacierającej do dużych wartości na łopacie powracającej, patrz rys.1. W rezultacie może to prowadzić do przekroczenia krytycznych kątów natarcia i oderwania przepływu na łopacie powracającej, co skutkuje spadkiem siły nośnej oraz silnymi drganiami tej łopaty. Ponieważ krytyczny kat natarcia jest jednym z elementów ograniczających możliwości eksploatacyjne śmigłowca dlatego podejmowane są różnego rodzaju działania mające na celu podwyższenie wartości tego kąta. Celem podwyższenia wartości krytycznego kata natarcia profilu łopaty powracającej badane są możliwości zastosowania różnych metod sterowania przepływem na tej łopacie, np. metody synthetic jet lub metody sterowania przy użyciu wzbudników plazmowych [1]. Badano również możliwość zastosowania do tego celu strumieniowych generatorów wirów [2]. Sterowanie przepływem na łopatach wirnika odbywa się w warunkach dynamicznych (cykliczna zmiana kąta natarcia i prędkości) i jest trudniejsze w realizacji oraz mniej efektywne, niż w przypadku sterowania przepływem w warunków statycznych. Wynika to z faktu, ze okresowej zmianie kąta natarcia towarzyszą zmiany w opływie podwyższające wartość krytycznego kąta natarcia. zjawisko to nosi nazwę przeciągnięcia dynamicznego. W niniejszej pracy zaprezentowano wyniki eksperymentalnych tunelowych badań sterowania przepływem na segmencie profilu NACA 0012 przy wykorzystaniu samozasilających strumieniowych generatorów wirów. Badania wykonano w warunkach symulujących ruch łopaty wirnika śmigłowca.

3 STerOWANIe PrzeCIĄGNIĘCIeM dynamicznym NA ŁOPACIe POWrACAjĄCej rys. 1. Obszar występowania dynamicznego przeciągnięcia na łopacie wirnika 2. TECHNiKA BADAŃ 2.1. Tunel Dużych Prędkości N-3 Tunel N-3, jest tunelem typu wydmuchowego z częściową recyrkulacją powietrza. jest on wyposażony w komorę pomiarową o kwadratowym przekroju poprzecznym, 0.6x0.6m i długości 2m, patrz rys.2. Tunel N-3 umożliwia wykonywanie badań aerodynamicznych w zakresie liczb Macha, M= Przy czym, w zakresie podkrytycznych i około krytycznych liczb Macha, tj. dla M= (gdy, zastosowana jest dysza transoniczna), badania mogą być wykonywane przy dowolnej prędkości przepływu, natomiast dla wyższych liczb Macha, tylko dla M=1.5 i M=2.3 (dysze naddźwiękowe).

4 20 ANdrzej KrzySIAK rys. 2. Komora pomiarowa i dyszowa Tunelu dużych Prędkości N Badany model profilu NACA 0012 Badany model profilu NACA 0012 był modelem dzielonym (z odejmowaną górną pokrywą), wydrążonym w środku, wykonanym całkowicie z metalu, o cięciwie c = 180 mm i rozpiętości d = 600 mm. ze względu na wykorzystywanie tego modelu również do innych badań dynamicznych (badania profilu z ruchomą klapką), końcowe 22.6% cięciwy profilu stanowiła klapka zamocowana na łożyskach, umieszczonych w czterech konsolach części głównej tego profilu. W obecnych badaniach klapka została unieruchomiona w położeniu nie wychylonym. Ponadto zaklejono szczelinę pomiędzy klapką a częścią główną profilu. Na górnej i dolnej powierzchni badanego modelu, wzdłuż cięciwy profilu, wykonano otworki pomiarowe o średnicy 0.5 mm służące do pomiaru rozkładu ciśnienia na powierzchni tego modelu. Otworki rozmieszczone były w przybliżeniu w połowie rozpiętości modelu. W sumie w całym modelu wykonano 48 otworków pomiarowych (po 24 na każdej stronie), które podłączono do trzech elektronicznych skanerów ciśnienia esp-16hd, firmy Pressure System, umieszczonych wewnątrz modelu, rys.3. zakres pomiarowy dwóch skanerów wynosił ±10 psid (tj bar), natomiast trzeciego ±5 psid (tj bar). Wszystkie otworki pomiarowe połączone były ze skanerami przy pomocy rurek o jednakowej długości (100 mm), co miało zapewnić jednakowe opóźnienie czasowe dla wszystkich punktów pomiarowych.

5 STerOWANIe PrzeCIĄGNIĘCIeM dynamicznym NA ŁOPACIe POWrACAjĄCej rys. 3. Model profilu NACA 0012 ze skanerami ciśnienia Na górnej powierzchni modelu segmentu profilu NACA 0012 znajdowała się odejmowana pokrywa, do której wklejono 10 dysz samozasilających się strumieniowych generatorów wirów (rozdział 2.3). Usytuowanie dysz na profilu zrealizowane zostało na podstawie rekomendacji zaczerpniętych z literatury [3, 4]. Wykonane z mosiądzu dysze (o wymiarach a = 3 mm i b = 0.6 mm, rys.4) umieszczone były w jednym rzędzie, w jednakowej odległości od siebie (z = 19.8 mm, tj. z/c = 0.11) oraz w jednakowej odległości od krawędzi natarcia modelu profilu (x = 21.6 mm, tj. x/c = 0.12), Kąt przekoszenia strumieni powietrza wylatujących z dysz wynosił Ψ = 60 0, a kąt ich pochylenia Φ = 30 0, rys.5. Parametry konstrukcyjne generatorów badanych na modelu profilu w tunelu N-3 odpowiadały optymalnym ich wartościom (ze względu na efektywność działania) uzyskanym zarówno na podstawie literatury [5] jak i badań przeprowadzonych w tunelu aerodynamicznym Małych Prędkości Φ1.5 m Instytutu Lotnictwa. rys. 4. Segment profilu ze strumieniowymi generatorami wirów

6 22 ANdrzej KrzySIAK rys. 5. Geometria strumienia powietrza wylatującego z dyszy Na rys.6, przedstawiono model profilu NACA 0012 zamocowany w komorze pomiarowej tunelu N-3. rys. 6. Model profilu NACA 0012 w komorze pomiarowej tunelu N-3

7 STerOWANIe PrzeCIĄGNIĘCIeM dynamicznym NA ŁOPACIe POWrACAjĄCej Koncepcja samozasilających strumieniowych generatorów wirów dotychczas stosowane konwencjonalne strumieniowe generatory wirów, pomimo niewątpliwych zalet, nie znalazły się w powszechnym użyciu w technice lotniczej. Główną tego przyczyną była konieczność zasilania tych generatorów sprężonym powietrzem pochodzącym z zewnętrznego źródła, co wiązało się z umieszczeniem wewnątrz obiektu dodatkowej instalacji pneumatycznej. dlatego też w pracy [6] zaproponowano inne prostsze rozwiązanie polegające na zasilaniu strumieniowych generatorów wirów powietrzem chwytanym w dolnej noskowej części profilu, rys. 7. rys. 7. Samozasilajace strumieniowe generatory wirów Chwytanie powietrza oraz jego przepływ poprzez przewód pneumatyczny do dyszy jest możliwy, dzięki różnicy ciśnień występującej pomiędzy obszarem nadciśnienia (który pojawia się przy wyższych kątach natarcia w części noskowej dolnej powierzchni profilu) a obszarem podciśnienia występującym na górnej powierzchni tego profilu w miejscu usytuowania dysz generatorów. Celem optymalnego wykorzystania wspomnianego nadciśnienia, osie otworów wlotowych przecinały kontur dolnej powierzchni profilu w punktach spiętrzenia przepływu, występujących w obszarze około-krytycznych kątów natarcia profilu i były ustawione równolegle do kierunku napływu. W efekcie wspomnianej różnicy ciśnień pomiędzy dolną i górną powierzchnią profilu, następowało wymuszenie przepływu powietrza przez przewód łączący wlot powietrza (znajdujący się na dolnej powierzchni profilu) z dyszą (znajdującą się

8 24 ANdrzej KrzySIAK na górnej powierzchni profilu) i wypływ strumienia powietrza z pewną prędkością przez dyszę, Podobnie, jak to ma miejsce w przypadku konwencjonalnych strumieniowych generatorów wirów, strumienie powietrza wypływające z dysz mieszając się z powietrzem opływającym profil, tworzą na górnej powierzchni profilu dobrze zorganizowane struktury wirowe, Tworzące się wiry są stanie przeciwstawić się niekorzystnemu gradientowi ciśnienia pojawiającemu się przy wyższych kątach natarcia. W rezultacie, mamy do czynienia z opóźnieniem oderwania przepływu, co skutkuje wzrostem krytycznego kąta natarcia, oraz wzrostem wartości współczynnika maksymalnej siły nośnej. Warto zauważyć, że w zakresie niższych kątów natarcia, gdy różnica ciśnień pomiędzy dolną a górną powierzchnią profilu jest niewielka samo-zasilajace się strumieniowe generatory wirów pozostają nieaktywne. 2.4 Układ napędowy wymuszający oscylacyjne ruchy profilu Niezależne ruchy oscylacyjne profilu wymuszane były poprzez specjalnie skonstruowany do tego celu układ napędowy, rys.8. Położenia kątowe profilu rejestrowane były przez przetwornik kątowy roc 412, umieszczony w oknie komory pomiarowej, po przeciwległej stronie, niż układ napędowy. Podstawowym zadaniem przedstawionego układu napędowego było zapewnienie ruchu oscylacyjnego modelu profilu względem powietrza przepływającego przez komorę pomiarową, przy zachowaniu możliwości zmiany amplitud tych oscylacji i ich częstotliwości. rys. 8. Układ napędowy profilu w tunelu N-3

9 STerOWANIe PrzeCIĄGNIĘCIeM dynamicznym NA ŁOPACIe POWrACAjĄCej WYNiKi BADAŃ do badań eksperymentalnych sterowania przeciągnięciem dynamicznym wykorzystany został segment profilu NACA Pomiary przeprowadzono dla liczb Macha M = 0.2 i 0.3 (co odpowiada liczbom reynolds a, re = 0.87x10 6 oraz re = 1.27x10 6 ) oraz bazowych katów natarcia z zakresu α 0 = Celem symulacji warunków opływu łopaty wirnika występujących w locie poziomym śmigłowca, w trakcie badań tunelowych segment profilu oscylował względem kąta bazowego w zakresie α = ±5, z częstotliwością f = 5 Hz. Badana częstotliwość oscylacji profilu odpowiadała w przybliżeniu prędkości obrotowej wirników śmigłowców zaliczanych pod względem ciężaru do klasy średniej, do której zaliczany jest, na przykład, śmigłowiec W3-A Sokół. Na rysunkach 9 12 przedstawiono przykładowe wyniki badań nad wpływem zastosowania samozasilających strumieniowych generatorami wirów na charakterystyki aerodynamiczne oscylującego profilu NACA 0012, uzyskane dla bazowego kąta natarcia α 0 = 15 0 oraz liczb Macha M = 0.2 oraz M = 0.3. rys. 9. Wpływ zastosowania samozasilających się strumieniowych generatorów wirów na współczynnik siły nośnej profilu NACA 0012, w obszarze przeciągnięcia dynamicznego, dla M =0.2 oraz α 0 = 15

10 26 ANdrzej KrzySIAK rys. 10. Wpływ zastosowania samozasilających się strumieniowych generatorów wirów na współczynnik siły nośnej profilu NACA 0012, w obszarze przeciągnięcia dynamicznego, dla M =0.3 oraz α 0 = 15 rys. 11. Wpływ zastosowania samozasilających się strumieniowych generatorów wirów na współczynnik momentu pochylającego profilu NACA 0012, w obszarze przeciągnięcia dynamicznego, dla M =0.2 oraz α 0 = 15

11 STerOWANIe PrzeCIĄGNIĘCIeM dynamicznym NA ŁOPACIe POWrACAjĄCej rys. 12. Wpływ zastosowania samozasilających się strumieniowych generatorów wirów na współczynnik momentu pochylającego profilu NACA 0012 w obszarze przeciągnięcia dynamicznego, dla M =0.3 oraz α 0 = WNiOSKi zastosowanie samozasilających się strumieniowych generatorów wirów na łopatach wirnika śmigłowca może poprawić jego charakterystyki aerodynamiczne w warunkach przeciągnięcia dynamicznego. jest to efektem oddziaływania wirów tworzących się za generatorami na opływ górnej powierzchni łopaty wirnika. Badania oscylującego profilu NACA 0012 wyposażonego w samo-zasilające się strumieniowe generatory wirów wykazały dla liczb Macha 0.2 i 0.3 można osiągnąć: wzrost współczynnika siły nośnej w zakresie podkrytycznych katów natarcia o ΔCz = , wzrost wartości krytycznego dla siły nośnej kąta natarcia (tj. dla tzw. lift stall ) o Δα kr 0.4, wzrost wartości krytycznego dla momentu kąta natarcia (tj. dla tzw. moment stall ) o Δα kr 1.

12 28 ANdrzej KrzySIAK 5. LiTERATURA 1. P. Lorber, d. McCormick, T. Anderson, B. Wake, d. MacMartin, M. Pollack, T. Corke, K. Breuer, Rotorcraft Retreating Blade Stall Control FLUIdS 2000 Conference and exhibit, june 2000, denver Colorado. 2. C. Singh, d. Peake, A. Kokkalis, V. Khodagolian, F. Coton, r. Galbraith Control of Rotorcraft Retreating Blade Stall Using Air-Jet Vortex Generators journal of Aircraft No 43(4), 2006, pp Pearcey H. H. Shock Induced Separation and its Prevention by Design and Boundary Layer Control. In Boundary Layer and Flow Control, its Principles and Application Vol. 2, Lachmann, G. V., Pergamon Press, Oxford, Pearcey H. H., rao, K., Sykes, d. M. Inclined Air-Jets used as Vortex Generators to Suppress Shock-Induced Separation AGArd CP-534, Paper 40, April Bray T. P., Garry K. P., Optimisation of air-jet vortex generators with respect to system design parameters The Aeronautical journal, Volume 102, No 1013 Oct, 1999, pp A.Krzysiak Control of Flow Using Self-Supplying Air Jet Vortex Generators AIAA journal Vol. 46, No. 9, September A. Krzysiak Badania wizualizacyjne strumieniowych generatorów wirów PTMTS, Mechanika w Lotnictwie, Warszawa A.Krzysiak Sterowanie oderwaniem przepływu na profilu NACA0012 przy wykorzystaniu strumieniowych generatorów wirów PTMTS, Mechanika w Lotnictwie, Warszawa 2006 ANdrzej KrzySIAK Institute of Aviation STALL CONTrOL ON retreating BLAde USING SeLF-SUPPLyING AIr jet VOrTex GeNerATOrS Summary Flow control to delay retreating blade dynamic stall and consequently increase the helicopter performance is currently investigated in many laboratories around the world. One of these flow control techniques bases on usage of air jet vortex generators. In the present paper the results of experimental tests of oscillating model of airfoil NACA 0012 equipped with a self-supplying air jet vortex generators are shown. Oscillating motion of the airfoil model in the wind tunnel (Δα = 5 and f = 5 Hz) simulated the changes in angle of attack of a rotor blade airfoil during its rotation. The tests were conducted in the trisonic wind tunnel (Institute of Aviation) for Mach numbers M = 0.2 and 0.3 and the base angles of attack α 0 = During the tests the instantaneous pressure distributions on the model airfoil were measured and basing of these results the airfoil coefficient of lift and pitching moment were determined.