02. Krzysiak a.

PRACE iNSTYTUTU LOTNiCTWA215, s. 17-28, Warszawa 2011

STEROWANiE PRZECiGNiCiEM DYNAMiCZNYM NA OPACiE POWRACAJCEJ PRZY UYCiU SAMOZASiLAJCYCH

STRUMiENiOWYCH GENERATORW WiRW

ANdrzej KrzySIAKInstytut Lotnictwa

Streszczenie

Sterowanie przepywem majce na celu opnienie wystpowania przecignicia dynamicz-

nego na opacie powracajcej, a w konsekwencji podwyszenie moliwoci eksploatacyjnych mig-

owca, jest obecnie przedmiotem bada w szeregu laboratoriach na wiecie. Jedna z badanych

technik sterowania polega na zastosowaniu do tego celu strumieniowych generatorw wirw.

W omawianej pracy przedstawiono wyniki eksperymentalnych tunelowych bada oscylujcego

modelu segmentu profilu NACA 0012 wyposaonego w samozasilajce strumieniowe generatory

wirw. Ruch oscylacyjny modelu profilu w tunelu aerodynamicznym ( = 5 i f = 5 Hz) symulo-wa zmian kta natarcia profilu opaty wirnika w trakcie ruchu obrotowego opaty w locie po-

ziomym migowca. Badania przeprowadzono w tunelu trisonicznym Instytutu Lotnictwa dla

liczb Macha M = 0.2 i 0.3 oraz bazowych ktw natarcia 0 = 0 15. W trakcie bada mierzonochwilowe rozkady cinie na modelu profilu i na ich podstawie wyznaczono wartoci wsp-

czynnika siy nonej oraz momentu pochylajcego profilu.

SPiS OZNACZE

c ciciwa modelu [m];

f - czstotliwo oscylacji modelu profilu [1/s];

Cm wspczynnik momentu pochylajcego;

Cz wspczynnik siy nonej;

M liczba Macha;

re liczba reynoldsa;

0 kt natarcia, wzgldem ktrego oscylowa model profilu, [];kr krytyczny kt natarcia [];kr zmiana krytycznego kta natarcia []; - nominalna amplituda oscylacji modelu profilu []; kt pochylenia strumieni wychodzcych z dysz generatorw wirw []; - azymut opaty wirnika wzgldem kierunku lotu migowca []; - kt przekoszenia strumieni wychodzcych z dysz generatorw wirw [].

1. WPROWADZENiE

W locie poziomym migowca napyw powietrza na profil opaty jest nastpstwem

sumowania si prdkoci ruchu obrotowego wirnika oraz prdkoci ruchu postpo-

wego migowca. z tego powodu prdko tego napywu w trakcie obrotu wirnika

ulega okresowej zmianie w taki sposb, e na opacie nacierajcej prdko opywu

ronie, a na opacie powracajcej maleje. W takiej sytuacji rwnowag migowca za-

pewnia sterowanie skokiem cyklicznym opat wirnika. dziki temu na opacie nacie-

rajcej kt natarcia jest mniejszy, ni na opacie powracajcej. Tak wic, w trakcie

obrotu wirnika na jego opatach nastpuje okresowa zmiana kta natarcia, od maych

wartoci na opacie nacierajcej do duych wartoci na opacie powracajcej, patrz

rys.1. W rezultacie moe to prowadzi do przekroczenia krytycznych ktw natarcia

i oderwania przepywu na opacie powracajcej, co skutkuje spadkiem siy nonej oraz

silnymi drganiami tej opaty. Poniewa krytyczny kat natarcia jest jednym z elemen-

tw ograniczajcych moliwoci eksploatacyjne migowca dlatego podejmowane s

rnego rodzaju dziaania majce na celu podwyszenie wartoci tego kta.

Celem podwyszenia wartoci krytycznego kata natarcia profilu opaty powracaj-

cej badane s moliwoci zastosowania rnych metod sterowania przepywem na tej

opacie, np. metody synthetic jet lub metody sterowania przy uyciu wzbudnikw

plazmowych [1]. Badano rwnie moliwo zastosowania do tego celu strumienio-

wych generatorw wirw [2]. Sterowanie przepywem na opatach wirnika odbywa

si w warunkach dynamicznych (cykliczna zmiana kta natarcia i prdkoci) i jest

trudniejsze w realizacji oraz mniej efektywne, ni w przypadku sterowania przepy-

wem w warunkw statycznych. Wynika to z faktu, ze okresowej zmianie kta natarcia

towarzysz zmiany w opywie podwyszajce warto krytycznego kta natarcia. zja-

wisko to nosi nazw przecignicia dynamicznego.

W niniejszej pracy zaprezentowano wyniki eksperymentalnych tunelowych bada

sterowania przepywem na segmencie profilu NACA 0012 przy wykorzystaniu samo-

zasilajcych strumieniowych generatorw wirw. Badania wykonano w warunkach

symulujcych ruch opaty wirnika migowca.

18 ANdrzej KrzySIAK

rys. 1. Obszar wystpowania dynamicznego przecignicia na opacie wirnika

2. TECHNiKA BADA

2.1. Tunel Duych Prdkoci N-3

Tunel N-3, jest tunelem typu wydmuchowego z czciow recyrkulacj powietrza.

jest on wyposaony w komor pomiarow o kwadratowym przekroju poprzecznym,

0.6x0.6m i dugoci 2m, patrz rys.2. Tunel N-3 umoliwia wykonywanie bada aero-

dynamicznych w zakresie liczb Macha, M=0.22.3. Przy czym, w zakresie podkrytycz-

nych i okoo krytycznych liczb Macha, tj. dla M=0.21.2 (gdy, zastosowana jest dysza

transoniczna), badania mog by wykonywane przy dowolnej prdkoci przepywu,

natomiast dla wyszych liczb Macha, tylko dla M=1.5 i M=2.3 (dysze naddwikowe).

19STerOWANIe PrzeCIGNICIeM dyNAMICzNyM NA OPACIe POWrACAjCej...

rys. 2. Komora pomiarowa i dyszowa Tunelu duych Prdkoci N-3

2.2. Badany model profilu NACA 0012

Badany model profilu NACA 0012 by modelem dzielonym (z odejmowan grn po-

kryw), wydronym w rodku, wykonanym cakowicie z metalu, o ciciwie c = 180 mm

i rozpitoci d = 600 mm. ze wzgldu na wykorzystywanie tego modelu rwnie do in-

nych bada dynamicznych (badania profilu z ruchom klapk), kocowe 22.6% cici-

wy profilu stanowia klapka zamocowana na oyskach, umieszczonych w czterech kon-

solach czci gwnej tego profilu. W obecnych badaniach klapka zostaa unierucho-

miona w pooeniu nie wychylonym. Ponadto zaklejono szczelin pomidzy klapk a cz-

ci gwn profilu.

Na grnej i dolnej powierzchni badanego modelu, wzdu ciciwy profilu, wykona-

no otworki pomiarowe o rednicy 0.5 mm suce do pomiaru rozkadu cinienia na

powierzchni tego modelu. Otworki rozmieszczone byy w przyblieniu w poowie roz-

pitoci modelu. W sumie w caym modelu wykonano 48 otworkw pomiarowych (po

24 na kadej stronie), ktre podczono do trzech elektronicznych skanerw cinienia

eSP-16Hd, firmy Pressure System, umieszczonych wewntrz modelu, rys.3. zakres po-

miarowy dwch skanerw wynosi 10 psid (tj. 0.68 bar), natomiast trzeciego 5 psid

(tj. 0.34 bar). Wszystkie otworki pomiarowe poczone byy ze skanerami przy pomocy

rurek o jednakowej dugoci (100 mm), co miao zapewni jednakowe opnienie cza-

sowe dla wszystkich punktw pomiarowych.

20 ANdrzej KrzySIAK

rys. 3. Model profilu NACA 0012 ze skanerami cinienia

Na grnej powierzchni modelu segmentu profilu NACA 0012 znajdowaa si odej-

mowana pokrywa, do ktrej wklejono 10 dysz samozasilajcych si strumieniowych

generatorw wirw (rozdzia 2.3). Usytuowanie dysz na profilu zrealizowane zostao

na podstawie rekomendacji zaczerpnitych z literatury [3, 4]. Wykonane z mosidzu

dysze (o wymiarach a = 3 mm i b = 0.6 mm, rys.4) umieszczone byy w jednym rzdzie,

w jednakowej odlegoci od siebie (z = 19.8 mm, tj. z/c = 0.11) oraz w jednakowej od-

legoci od krawdzi natarcia modelu profilu (x = 21.6 mm, tj. x/c = 0.12), Kt przeko-

szenia strumieni powietrza wylatujcych z dysz wynosi = 600, a kt ich pochylenia

= 300, rys.5. Parametry konstrukcyjne generatorw badanych na modelu profilu

w tunelu N-3 odpowiaday optymalnym ich wartociom (ze wzgldu na efektywno

dziaania) uzyskanym zarwno na podstawie literatury [5] jak i bada przeprowa-

dzonych w tunelu aerodynamicznym Maych Prdkoci 1.5 m Instytutu Lotnictwa.

rys. 4. Segment profilu ze strumieniowymi generatorami wirw


rys. 5. Geometria strumienia powietrza wylatujcego 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

22 ANdrzej KrzySIAK

2.3 Koncepcja samozasilajcych strumieniowych generatorw wirw

dotychczas stosowane konwencjonalne strumieniowe generatory wirw, pomimo

niewtpliwych zalet, nie znalazy si w powszechnym uyciu w technice lotniczej.

Gwn tego przyczyn bya konieczno zasilania tych generatorw spronym po-

wietrzem pochodzcym z zewntrznego rda, co wizao si z umieszczeniem we-

wntrz obiektu dodatkowej instalacji pneumatycznej. dlatego te w pracy [6] zapro-

ponowano inne prostsze rozwizanie polegajce na zasilaniu strumieniowych

generatorw wirw powietrzem chwytanym w dolnej noskowej czci profilu, rys. 7.

rys. 7. Samozasilajace strumieniowe generatory wirw

Chwytanie powietrza oraz jego przepyw poprzez przewd pneumatyczny do dyszy

jest moliwy, dziki rnicy cinie wystpujcej pomidzy obszarem nadcinienia

(ktry pojawia si przy wyszych ktach natarcia w czci noskowej dolnej po-

wierzchni profilu) a obszarem podcinienia wystpujcym na grnej powierzchni tego

profilu w miejscu usytuowania dysz generatorw. Celem optymalnego wykorzystania

wspomnianego nadcinienia, osie otworw wlotowych przecinay kontur dolnej po-

wierzchni profilu w punktach spitrzenia przepywu, wystpujcych w obszarze

okoo-krytycznych ktw natarcia profilu i byy ustawione rwnolegle do kierunku

napywu. W efekcie wspomnianej rnicy cinie pomidzy doln i grn powierzch-

ni profilu, nastpowao wymuszenie przepywu powietrza przez przewd czcy

wlot powietrza (znajdujcy si na dolnej powierzchni profilu) z dysz (znajdujc si


na grnej powierzchni profilu) i wypyw strumienia powietrza z pewn prdkoci

przez dysz, Podobnie, jak to ma miejsce w przypadku konwencjonalnych strumie-

niowych generatorw wirw, strumienie powietrza wypywajce z dysz mieszajc si

z powietrzem opywajcym profil, tworz na grnej powierzchni profilu dobrze zor-

ganizowane struktury wirowe, Tworzce si wiry s stanie przeciwstawi si nieko-

rzystnemu gradientowi cinienia pojawiajcemu si przy wyszych ktach natarcia.

W rezultacie, mamy do czynienia z opnieniem oderwania przepywu, co skutkuje

wzrostem krytycznego kta natarcia, oraz wzrostem wartoci wspczynnika maksy-

malnej siy nonej. Warto zauway, e w zakresie niszych ktw natarcia, gdy r-

nica cinie pomidzy doln a grn powierzchni profilu jest niewielka

samo-zasilajace si strumieniowe generatory wirw pozostaj nieaktywne.

2.4 Ukad napdowy wymuszajcy oscylacyjne ruchy profilu

Niezalene ruchy oscylacyjne profilu wymuszane byy poprzez specjalnie skon-

struowany do tego celu ukad napdowy, rys.8. Pooenia ktowe profilu rejestrowane

byy przez przetwornik ktowy rOC 412, umieszczony w oknie komory pomiarowej,

po przeciwlegej stronie, ni ukad napdowy. Podstawowym zadaniem przedstawio-

nego ukadu napdowego byo zapewnienie ruchu oscylacyjnego modelu profilu

wzgldem powietrza przepywajcego przez komor pomiarow, przy zachowaniu

moliwoci zmiany amplitud tych oscylacji i ich czstotliwoci.

rys. 8. Ukad napdowy profilu w tunelu N-3

24 ANdrzej KrzySIAK

3. WYNiKi BADA

do bada eksperymentalnych sterowania przecigniciem dynamicznym wyko-

rzystany zosta segment profilu NACA 0012. Pomiary przeprowadzono dla liczb

Macha M = 0.2 i 0.3 (co odpowiada liczbom reynoldsa, re = 0.87x106 oraz

re = 1.27x106 ) oraz bazowych katw natarcia z zakresu 0 = 0 150. Celem symula-

cji warunkw opywu opaty wirnika wystpujcych w locie poziomym migowca,

w trakcie bada tunelowych segment profilu oscylowa wzgldem kta bazowego

w zakresie = 5, z czstotliwoci f = 5 Hz.

Badana czstotliwo oscylacji profilu odpowiadaa w przyblieniu prdkoci obro-

towej wirnikw migowcw zaliczanych pod wzgldem ciaru do klasy redniej, do

ktrej zaliczany jest, na przykad, migowiec W3-A Sok.

Na rysunkach 9 12 przedstawiono przykadowe wyniki bada nad wpywem za-

stosowania samozasilajcych strumieniowych generatorami wirw na charakterystyki

aerodynamiczne oscylujcego profilu NACA 0012, uzyskane dla bazowego kta natar-

cia 0 = 150 oraz liczb Macha M = 0.2 oraz M = 0.3.

rys. 9. Wpyw zastosowania samozasilajcych si strumieniowych generatorw wirw

na wspczynnik siy nonej profilu NACA 0012, w obszarze przecignicia dynamicznego,

dla M =0.2 oraz 0 = 15


rys. 10. Wpyw zastosowania samozasilajcych si strumieniowych generatorw wirw na

wspczynnik siy nonej profilu NACA 0012,

w obszarze przecignicia dynamicznego, dla M =0.3 oraz 0 = 15


na wspczynnik momentu pochylajcego profilu NACA 0012, w obszarze

przecignicia dynamicznego, dla M =0.2 oraz 0 = 15

26 ANdrzej KrzySIAK


na wspczynnik momentu pochylajcego profilu NACA 0012

w obszarze przecignicia dynamicznego, dla M =0.3 oraz 0 = 15

4. WNiOSKi

zastosowanie samozasilajcych si strumieniowych generatorw wirw na opa-

tach wirnika migowca moe poprawi jego charakterystyki aerodynamiczne w wa-

runkach przecignicia dynamicznego. jest to efektem oddziaywania wirw

tworzcych si za generatorami na opyw grnej powierzchni opaty wirnika. Badania

oscylujcego profilu NACA 0012 wyposaonego w samo-zasilajce si strumieniowe

generatory wirw wykazay dla liczb Macha 0.2 i 0.3 mona osign:

wzrost wspczynnika siy nonej w zakresie podkrytycznych katw natarcia

o Cz = 0.03 0.05,

wzrost wartoci krytycznego dla siy nonej kta natarcia (tj. dla tzw. lift stall)

o kr 0.4,

wzrost wartoci krytycznego dla momentu kta natarcia (tj. dla tzw. moment

stall) o kr 1.


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 Air-

craft No 43(4), 2006, pp. 1169-1176.

3. Pearcey H. H. Shock Induced Separation and its Prevention by Design and Bound-

ary Layer Control. In Boundary Layer and Flow Control, its Principles and Applica-

tion Vol. 2, Lachmann, G. V., Pergamon Press, Oxford, 1961.

4. 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 1993.

5. Bray T. P., Garry K. P., Optimisation of air-jet vortex generators with respect to sys-

tem design parameters The Aeronautical journal, Volume 102, No 1013 Oct, 1999,

pp. 475-479.

6. A.Krzysiak Control of Flow Using Self-Supplying Air Jet Vortex Generators AIAA

journal Vol. 46, No. 9, September 2008.

7. A. Krzysiak Badania wizualizacyjne strumieniowych generatorw wirw PTMTS,

Mechanika w Lotnictwie, Warszawa 2010.

8. A.Krzysiak Sterowanie oderwaniem przepywu na profilu NACA0012 przy wyko-

rzystaniu strumieniowych generatorw wirw PTMTS, Mechanika w Lotnictwie,

Warszawa 2006

ANdrzej KrzySIAKInstitute 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 air-

foil model in the wind tunnel ( = 5 and f = 5 Hz) simulated the changes in angle of attack ofa rotor blade airfoil during its rotation. The tests were conducted in the trisonic wind tunnel (In-

stitute of Aviation) for Mach numbers M = 0.2 and 0.3 and the base angles of attack 0 = 0 15.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.

28 ANdrzej KrzySIAK

PIL_215_SRODKI_CALOSC 17.pdfPIL_215_SRODKI_CALOSC 18PIL_215_SRODKI_CALOSC 19PIL_215_SRODKI_CALOSC 20PIL_215_SRODKI_CALOSC 21PIL_215_SRODKI_CALOSC 22PIL_215_SRODKI_CALOSC 23PIL_215_SRODKI_CALOSC 24PIL_215_SRODKI_CALOSC 25PIL_215_SRODKI_CALOSC 26PIL_215_SRODKI_CALOSC 27PIL_215_SRODKI_CALOSC 28

02. Krzysiak a.

Documents

Transcript of 02. Krzysiak a.