EKSPERYMENTALNE BADANIA WPŁYWU SPOILERA NA AERODYNAMICZNE
OBCIĄŻENIE SKRZYDŁA SAMOLOTU
Andrzej Krzysiak
Instytut Lotnictwa andkrzys@ilot.edu.pl
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 ekspery- mentalnych 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 ci- śnienia 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 aerody- namics 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 wytwa- rzanej przez jego skrzydło. Redukcję siły nośnej można uzyskać zarówno poprzez zmniejszenie kąta natarcia samolotu, jak i poprzez wychylenie spoilerów. Wychy- lenie spoilerów nie powoduje przyrostu prędkości, co jest istotne w trakcie podejścia samolotu do lądowania.
Również w innych warunkach lotu, takich jak wystą-
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
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 po- wstawanie momentu przechylającego i może w niektó- rych 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 piezo- elektrycznych 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 warun- ków zewnętrznych. Z tych też powodów nowoczesne wzbudniki przepływu znalazły między innymi zastoso- wanie 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 nauko- wych. I tak alternatywą dla klasycznych spoilerów mechanicznych mogą stać się w przyszłości urządzenia wydmuchowe, takie jak te, które zostały zapropono- wane i przebadane w ramach projektu europejskiego
„STARLET” [10, 11].
W niniejszej pracy przedstawiono wyniki ekspery- mentalnych badań wpływu wychylenia spoilera na zmianę rozkładu obciążenia skrzydła, wzdłuż jego rozpiętości. Badania zrealizowano na modelu pół- skrzydła samolotu w tunelu aerodynamicznym T-3 (∅
5m) Instytutu Lotnictwa. Obciążenie aerodynamiczne modelu mierzone było przy wykorzystaniu dwóch wag aerodynamicznych oraz ośmiu mostków tensometrycz- nych. Uzyskane wyniki badań przedstawiono w postaci rozkładu momentu gnącego wzdłuż rozpiętości skrzy- dła oraz rozkładu współczynnika tego momentu.
2. TECHNIKA BADAŃ
2.1 TUNEL MAŁYCH PRĘDKOŚCI T-3
Badania wpływu spoilera na aerodynamiczne ob- ciążenia skrzydła samolotu przeprowadzono w tunelu aerodynamicznym T-3 w Instytucie Lotnictwa.
Tunel aerodynamiczny T-3 jest tunelem atmosfe- rycznym 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 aerodyna- micznego T-3 został zmodernizowany, co pozwala obecnie na osiągnięcie maksymalnej prędkości prze- pływu około 90 m/s.
2.2 STOISKO BADAWCZE
Eksperymentalne badania obciążeń aerodynamicz- nych 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).
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 tensome- trycznych na modelu przedstawiono w tabeli 1.
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 zesta- wu pomiarowo-rejestrującego ESAM zmierzono mo- menty gnące działające na model skrzydła (w jego poszczególnych przekrojach), będące efektem odziały- wania sił aerodynamicznych.
Wyniki pomiarów momentów gnących uzyskane z wag aerodynamicznych oraz mostków tensometrycz- nych 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%
jego bieżącej cięciwy (rys. 3). Spoiler wychylany był na następujące kąty δS = 00, 50, 100, 150, 200, 250, 300, 350.
Rys. 3. Schemat układu pomiarowego aerodynamicznych obciążeń modelu półskrzydła
Niezależnie od zbierania danych dotyczących roz- kładu momentu gnącego działającego na model pół- skrzydła w trakcie badań dokonywano również pomia- rów 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 ob- ciążenia skrzydła samolotu przeprowadzono w tunelu aerodynamicznym T-3 dla prędkości przepływu nieza- kłóconego 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
δ
S = 00 ÷ 350 co 50.Na rys. 4, 5 i 6 przedstawiono wpływ wychylenia spoilera na rozkład momentów gnących wzdłuż rozpię- tości modelu pół-skrzydła, dla trzech wybranych kątów wychylenia spoilera, tj.
δ
= 150, 250 i 350 orazgnących skrzydło wyznaczono na podstawie danych uzyskanych z mostków tensometrycznych (rozmiesz- czonych na powierzchni skrzydła), oraz z wag aerody- namicznych 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- niem spoilera na kąty
δ
S = 150, 250 i 350,. W drugim z przekrojów skrzydła, tj. y/B = 0.73, uzyskano zbliżo- ne wyniki badań.Rys. 4. Wpływ wychylenia spoilera na rozkład momentu gnącego dla δS = 150 oraz α = 100
Rys. 5. Wpływ wychylenia spoilera na rozkład momentu gnącego dla δS= 250 oraz
α
= 100Rys. 6. Wpływ wychylenia spoilera na rozkład momentu gnącego dla δS= 350 oraz
α
= 100Rys. 7. Wpływ wychylenia spoilera na rozkład ciśnienia statycznego dla δS= 150 oraz
α
= 100Rys. 8. Wpływ wychylenia spoilera na rozkład ciśnienia statycznego dla δS= 250 oraz
α
= 100-0.2 0 0.2 0.4 0.6 0.8
0 400 800 1200 1600
M = 0.1, α = 100
δ = 00 δ = 150
My
(Nm)
y/B
-0.2 0 0.2 0.4 0.6 0.8
0 400 800 1200 1600
M = 0.1, α = 100
δ = 00 δ = 250
My
(Nm)
y/B
-0.2 0 0.2 0.4 0.6 0.8
0 400 800 1200 1600
M = 0.1, α = 100
δ = 00
δ = 350
My
(Nm)
y/B
0 0.2 0.4 0.6 0.8 1
1 0 -1 -2 -3
M=0.1, α =100,
y/B = 0.82 δ = 00
δ = 150
X/C
Cp
0 0.2 0.4 0.6 0.8 1
1 0 -1 -2 -3
M=0.1,
α
=100, y/B = 0.82δ = 00
δ = 250
X/C
Cp
Rys. 9. Wpływ wychylenia spoilera na rozkład ciśnienia statycznego dla δS= 350 oraz
α
= 100Na podstawie analizy przedstawionych powyżej zależności rozkładu momentu gnącego skrzydła wzdłuż jego rozpiętości można stwierdzić, że wychylenie badanego spoilera powoduje zmniejszenie aerodyna- micznego obciążenia skrzydła. Prezentowane rozkłady ciśnienia statycznego na powierzchni skrzydła wskazu- ją ponadto, że wychylenie spoilera skutkuje oderwa- niem przepływu na powierzchni skrzydła w obszarze pomiędzy spoilerem a krawędzią spływu. Jednak rozwój oderwania przepływu, wpływający na skutecz- ność 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 nastę- pująco:
CBMA = (MB0-MB)/ MB0 (1) gdzie:
MB0 – moment gnący u nasady (y/B=0) skrzy- dła gładkiego
MB – moment gnący u nasady (y/B=0) skrzy- dło ze spoilerem
Na rys. 10 przedstawiono zależność parametru względnej zmiany momentu gnącego w funkcji kąta wychylenia spoilera.
Rys. 10. 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 sformu- łowanie następujących wniosków:
• W całym badanym zakresie kątów wychylenie spoilera (zamocowanego na górnej powierzch- ni skrzydła) jego wychylenie skutkuje zmniej- szeniem aerodynamicznego obciążenia skrzy- dła.
• Skuteczność działania spoilera, mierzona war- tością parametru względnej zmiany momentu gnącego jest zależna od kąta jego wychylenia.
W zakresie niedużych kątów wychylenia spo- ilera (tj. δS = 00 ÷ 150) skuteczność jego dzia- łania jest niewielka, a rośnie dopiero w zakre- sie wyższych kątów wychylenia. Maksymalną skuteczność działania badanego spoilera (CBMA = 0.22) uzyskano dla najwyższego ba- danego kąta jego wychylenia, tj. δS = 350.
• Biorąc pod uwagę zarówno niską skuteczność działania klasycznego płytowego spoilera przy małych kątach jego wychylenia, jak i ko- nieczny czas reakcji pilota samolotu na zmie- niające się warunki, można stwierdzić, że tego typu urządzenia nie mogą być efektywne w przypadku gwałtownie zmieniających się wa- runków atmosferycznych (podmuchy powie- trza).
• Wychylenie spoilera skutkuje oderwaniem przepływu na powierzchni skrzydła w obsza- rze 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 w zakresie wyższych kątów δS.
0 0.2 0.4 0.6 0.8 1
1 0 -1 -2 -3
M=0.1,
α
=100, y/B = 0.82δ = 00
δ = 350
X/C
Cp
0 5 10 15 20 25 30 35 40
0 0.05 0.1 0.15 0.2 0.25
CBMA
δ s
(deg)pływu w obszarze pomiędzy jego krawędzią natarcia a spoilerem. Skutkuje to wzrostem ciśnienia statycznego na tej części powierzch- ni skrzydła. Analogicznie, jak to stwierdzono w przypadku oderwania przepływu za spoile- rem, można również zauważyć, że w zakresie małych kątów wychylenia spoilera, tj. δS = 00
÷ 150, wzrost ciśnienia w obszarze pomiędzy
krawędzią natarcia a spoilerem jest stosun- kowo nieduży w porównaniu z zakresem wyż- szych kątów wychylenia spoilera.
• Efektem wychylenia spoilera na wyższe kąty niż δS = 200 ÷ 250 jest niewielkie zmniejsze- nie 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 Mechan- ics 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.
