eksperymentalne badania wpływu spoilera na aerodynamiczne

MODELOWANIE INŻYNIERSKIE nr 56, ISSN 1896-771X
EKSPERYMENTALNE BADANIA WPŁYWU
SPOILERA NA AERODYNAMICZNE
OBCIĄŻENIE SKRZYDŁA SAMOLOTU
Andrzej Krzysiak
Instytut Lotnictwa
[email protected]
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 koniecz-
ność 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
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” [10, 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 50 m/s, co
pozwalało na uzyskiwanie liczb Reynoldsa do 3.3 x 106.
Regulacja prędkości odbywała się w sposób ciągły w
zakresie od ok. 1 m/s do 50 m/s.
Schemat tunelu aerodynamicznego T-3 i jego
podstawowe wymiary pokazano na rys. 1.
Rys. 1. Schemat tunelu aerodynamicznego T-3
W roku 2014 układ napędowy tunelu aerodynamicznego T-3 został zmodernizowany, co pozwala
obecnie na osiągnięcie maksymalnej prędkości przepływu około 90 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
Andrzej Krzysiak
jego bieżącej cięciwy (rys. 3). Spoiler wychylany był na
następujące kąty δS = 00, 50, 100, 150, 200, 250, 300, 350.
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 = 00 ÷ 3600.
Wzdłuż rozpiętości modelu półskrzydła (na jego
przednim dźwigarze) naklejono 8 zestawów mostków
tensometrycznych. Usytuowanie mostków tensometrycznych na modelu przedstawiono w tabeli 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.
Tab. 1. Położenie mostków tensometrycznych na
modelu półskrzydła
Mostek
1
2
3
4
y [mm]
1779
1546
1313
1080
y/B [%]
74.1
64.4
54.7
45
Mostek
5
6
7
8
y [mm]
847
614
381
273
y/B [%]
35.3
25.6
15.9
11.4
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 50% cięciw
modelu. Długość spoilera wynosiła 765 mm
(≈62%÷94% rozpiętości modelu), a szerokość była
zmienna wzdłuż rozpiętości modelu i wynosiła 10%
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 = 0.1 (Re = 2.4*106). Zrealizowany program badań
przedstawiał się następująco:
•
kąty natarcia modelu α = 00, 20, 40, 60, 80, 100,
120,
kąty wychylenia spoilera δS = 00 ÷ 350 co 50.
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 = 150, 250 i 350 oraz
kąta natarcia modelu α = 100. Wartości momentów
73
EKSPERYMENTALNE BADANIA WPŁYWU SPOILERA NA AERODYNAMICZNE…
1600
gnących skrzydło wyznaczono na podstawie danych
uzyskanych z mostków tensometrycznych (rozmieszczonych na powierzchni skrzydła), oraz z wag aerodynamicznych umieszczonych 0.29 m (y/B = -0.122)
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 = 0.82), spowodowane wychyle-
My
M = 0.1, α = 100
δ = 00
(Nm)
1200
δ = 350
800
niem spoilera na kąty δS = 150, 250 i 350,. W drugim z
przekrojów skrzydła, tj. y/B = 0.73, uzyskano zbliżone wyniki badań.
400
0
1600
-0.2
My
1200
0.2
0.4
0.6
y/B
0.8
Rys. 6. Wpływ wychylenia spoilera na rozkład momentu
M = 0.1, α = 100
δ = 00
(Nm)
0
gnącego dla
δS = 350 oraz α = 100
-3
δ = 150
Cp
800
M=0.1, α =100,
y/B = 0.82
-2
δ = 00
δ = 150
400
-1
0
0
-0.2
0
0.2
0.4
0.6
y/B
0.8
Rys. 4. Wpływ wychylenia spoilera na rozkład momentu
gnącego dla δS = 150 oraz α = 100
1
1600
0
M = 0.1, α = 100
δ = 00
(Nm)
1200
0.2
0.4
0.6
0.8
X/C
Rys. 7. Wpływ wychylenia spoilera na rozkład ciśnienia
My
statycznego dla
1
δS = 150 oraz α = 100
-3
δ = 250
Cp
M=0.1, α =100,
y/B = 0.82
800
-2
δ = 00
δ = 250
400
-1
0
-0.2
0
0.2
0.4
0.6
y/B
0.8
0
Rys. 5. Wpływ wychylenia spoilera na rozkład momentu
gnącego dla
δS = 250 oraz α = 100
1
0
0.2
0.4
0.6
0.8
X/C
1
Rys. 8. Wpływ wychylenia spoilera na rozkład ciśnienia
statycznego dla
74
δS = 250 oraz α = 100
Andrzej Krzysiak
0.25
-3
CBMA
Cp
0.2
M=0.1, α =100,
y/B = 0.82
-2
0.15
δ = 00
δ = 350
0.1
-1
0.05
0
0
5
10
0
15
20
25
30
35
40
δs (deg)
Rys. 10. Zależność parametru względnej zmiany momentu
gnącego w funkcji kąta wychylenia spoilera
4. WNIOSKI
1
0
0.2
0.4
0.6
0.8
X/C
1
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 spo-
Rys. 9. Wpływ wychylenia spoilera na rozkład ciśnienia
statycznego dla
δS = 350 oraz α = 100
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:
CBMA = (MB0-MB)/ MB0
ilera (tj. δS = 00 ÷ 150) skuteczność jego działania jest niewielka, a rośnie dopiero w zakresie wyższych kątów wychylenia. Maksymalną
skuteczność działania badanego spoilera
(CBMA = 0.22) uzyskano dla najwyższego ba-
(1)
•
gdzie:
MB0 – moment gnący u nasady (y/B=0) skrzydła gładkiego
MB – moment gnący u nasady (y/B=0) skrzydło ze spoilerem
Na rys. 10 przedstawiono zależność parametru
względnej zmiany momentu gnącego w funkcji kąta
wychylenia spoilera.
•
danego kąta jego wychylenia, tj. δS = 350.
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. δS = 00
÷ 150, to oderwanie jest mniej intensywne, niż
•
75
w zakresie wyższych kątów δS.
Wychylenie spoilera ponad górną powierzchnię skrzydła powoduje wyhamowanie prze-
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
krawędzią natarcia a spoilerem jest stosunkowo nieduży w porównaniu z zakresem wyż•
szych kątów wychylenia spoilera.
Efektem wychylenia spoilera na wyższe kąty
niż δS = 200 ÷ 250 jest niewielkie zmniejszenie
małych kątów wychylenia spoilera, tj. δS = 00
÷ 150, wzrost ciśnienia w obszarze pomiędzy
ciśnienia
statycznego
na
dolnej
po-
wierzchni 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”
2000.
2. 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” 2006, Vol 95, p. 42-55.
3. Post M., Corke T.: Separation control on high angle of attack airfoil using plasma atuators. “AIAA Journal”
2004, Vol. 42, p. 2177–2184.
4. Smith B.L., Swift G.W.: A comparison between synthetic jets and continuous jets. “Experimental in Fluids”
2003, Vol. 34, p. 467-472.
5. Barton L., Smith A., Glezer A.: The formation and evolution of synthetic jets. “Physics of Fluids” 1998,
Vol.10, No. 9, p. 2287-2297.
6. 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” 2000, Vol. 37,
No. 4, p. 697-706.
7. Krzysiak A.: Control of flow using self-supplying air jet vortex generators. “AIAA Journal” 2008, Vol. 46,
No. 9, p. 2229-2234.
8. Robert B., Liddel L.: Wind-tunnel tests of spoilers on tail surfaces. “NACA ARR No. L5P28” 1945.
9. John W., Paulson J.: Wind-tunnel investigation of a fowler flap and spoiler for an advanced general aviation
wing. “NASA TN D-8236” 1976.
10. Stalewski W., Sznajder J.: Modification of aerodynamic wing loads by fluidic devices. “Journal of KONES
Powertrain and Transport” 2014, Vol. 21, No. 3, p. 271-278.
11. 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” 2014, p.
21-26.
76