Экспериментальное исследование оптимальных носовых частей фюзеляжей сверхзвуковых пассажирских самолетов Текст научной статьи по специальности «Физика»

ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНОЕ ИССЛЕДОВАНИЕ ОПТИМАЛЬНЫХ НОСОВЫХ ЧАСТЕЙ ФЮЗЕЛЯЖЕЙ СВЕРХЗВУКОВЫХ ПАССАЖИРСКИХ САМОЛЕТОВ

Г. Л. Гродзовский, Р. А. Жукова, 10. А. Лашков, А. А. Рафаэлянц. А. А. Туполев, Г. А. Черемухин, Е. А. Шумилкина

Приведены результаты экспериментального исследования носовых частей фюзеляжей сверхзвуковых пассажирских самолетов в диапазоне чисел М = 1,75-4-3. Показано, что использование для фюзеляжей сверхзвуковых пассажирских самолетов оптимально затупленных форм носовой части (вместо параболических) позволяет снизить коэффициент лобового сопротивления фюзеляжа на 10—20%.

Оптимальные формы тел вращения для больших сверхзвуковых скоростей полета на основе теории автомодельных гиперзву-ковых течений [1] и модифицированной теории Ньютона при заданных удлинении, объеме и т. д. подробно рассмотрены в работах [2)—[7|. В работе |6) определена форма тела вращения с абсолютным минимумом коэффициента лобового сопротивления сх (волновое сопротивление плюс сопротивление трения) — это затупленное тело, близкое к степенной форме с показателем степени 0,8, с удлинением /.,/0 = 64-8 (длина тела /. отнесена к диаметру О). Теоретические результаты получены для гиперзвуковой области течений. Однако, как показано в работе [6], для тел с /..0 = 3 оптимальные свойства изученного семейства тел вращения сохраняются и при умеренных сверхзвуковых скоростях в диапазоне чисел М = 1,75-з-3,25. На основе этих результатов в настоящей статье проведено экспериментальное исследование оптимальных носовых частей фюзеляжей сверхзвуковых пассажирских самолетов с //О = 6,22.

Результаты исследований в диапазоне чисел М-=1,75-*-3 показали, что переход от заостренных форм (парабола, конус) к оптимально затупленным (степенной контур с показателем степени 0,75; оптимальный контур при заданном объеме и др.) позволяет снизить коэффициент лобового сопротивления носовой части примерно на 10—20%, что хорошо согласуется с результатами,

полученными в работе [6]. Уменьшение лобового сопротивления при переходе от заостренных форм к оптимально затупленным обусловлено:

— снижением волнового сопротивления вследствие оптимального перераспределения углов наклона контура и относительного давления;

— снижением сопротивления трения вследствие уменьшения скоростного напора на внешней границе пограничного слоя в энтропийном слое из-за влияния затупления;

— ламинаризацией течения вследствие уменьшения чисел Рейнольдса на внешней границе пограничного слоя в энтропийном слое из-за влияния затупления.

Описание моделей и методика проведения испытаний. Влияние формы носовой части фюзеляжа на коэффициент лобового сопротивления изучалось на восьми моделях тел вращения с удлинением Цсі0 = 6,22.

Модель 1 — конус г = х; г = г/г0\ х = х/1. Здесь и далее х, г —координаты тела, г0 — радиус основания, / — длина тела.

Модель 2 — степенное тело л = х°'7э с объемом, ббльшим объема конуса того же удлинения в 1,2 раза.

Модель 3 — оптимальный контур [1

ема конуса в 1,64 раза; х —

с, г1'3

(1+Лг2)1'2

с объемом, большим объ-сіг, А =—0,9999, с, —коэф-

фициент лобового сопротивления тела без учета трения.

Модель 4 — оживало Кармана [6], с объемом, большим объема конуса в 1,5 раза; следует отметить, что вблизи носка форма оживала Кармана практически совпадает со степенным контуром с показателем степени 0,75;

У?

к- 6

"2 5,1,21

х " ~2 (1 -Ьсов 6); г(6)=г0,

где 0 — угол между касательной к образующей тела и осью х.

Модель 5 — парабола г = 1 —(1 —л)3 с объемом, большим объема конуса в 1,6 раза.

На форму носовых частей фюзеляжа сверхзвукового пассажирского самолета помимо обычных ограничений (заданное удлинение, объем) накладываются дополнительные условия, связанные с конструктивными соображениями. Была исследована серия моделей с дополнительными условиями на координаты контура при х = 0,4, 7 = 0,69 и Зс = 0,7, г =0,92.

Модель 6 — параболическое оживало, проходящее через две указанные точки, с объемом, ббльшим объема конуса в 1,73 раза.

Модель 7 —степенной контур с показателем степени 0,75 до точки х = 0,4; г = 0,69; далее как у модели 6; объем контура больше объема конуса в 1,75 раза.

Модель 8 — контур такой же, как у модели 3 до точки х=0,4; г = 0,69; далее как у модели 6; объем контура больше объема конуса в 1,75 раза.

Фотографии моделей приведены на фиг. 1.

Аэродинамические характеристики исследовались с помощью весовых испытаний на хвостовой державке в диапазоне чисел Рейнольдса (отнесенных к длине моделей) (14-=-19)-106. Аэродинамические характеристики сх и су относили к площади миделя моделей и скоростному напору, а моментные характеристики т,— к длине корпуса; условный центр тяжести располагался на 50% длины корпуса. К величинам коэффициента лобового соиротивле-

Фиг. I

иия вводилась поправка на донное давление, которое измерялось одновременно с весовыми испытаниями, а также методические поправки.

Результаты исследования оптимальных носовых частей фюзеляжей. На фиг. 2 и 3 приведены поляры и моментные характеристики моделей 2 и 5 при числе М = 2,28. Из приведенных поляр видно, что степенное тело (модель 2) имеет заметно меньшее лобовое сопротивление, чем параболическое тело (модель 5).

На фиг. 4 приведены подробные данные гто лобовому сопротивлению серии исследованных тел при нулевом угле атаки:

Ьс.

х 0 кою

где С^окон — измеренное сопротивление конуса, модель 1.

Из приведенных данных видно, что минимальным коэффициентом лобового сопротивления (в исследованной серии^ тел) при всех значениях числа М от 1,75 до 3 обладает тело г=х0,75.

\ О* С* 0~ ^хО *•* модель 2 3 <t $ 6

N Ч —

v \ S. — 8

/ 1

=2^ * * м ——<

1 1

Фиг. 4

Результаты проведенного исследования использование для фюзеляжей сверхзвуковых летов оптимально затупленных форм носовой болических) позволяет снизить коэффициент ления фюзеляжа на 10—20%.

подтверждают, что пассажирских само-части (вместо пара-лобового сопротив-

ЛНТЕРАТУРА

Л. И. Методы подобия

1. Седов ГИТТЛ, 1954.

2. Г р о д з о в с к и й Г. Л. Некоторые особенности обтекания тел мри больших сверхзвуковых скоростях. Изв. АН СССР, ОТН, № 6, 1957.

Черный Г. Г. сверхзвуковых

3. Гонор А. Л., тивления при больших ОТН, № 7, 1957.

4. F. ggers A. J.,

и размерности в механике.

О телах наименьшего сопро-скоростях. Изв. АН СССР,

М

Dennis D. Н.

speeds.

Bodies

NACA

Resnikoff M. of revolution having minimum drag al high supersonic air Rep., No 1306, 1957.

5. Lees L., Kubala T. Inviscid hypersonic flow over bluntnosed slender bodies. JAS, No. 3, 1957.

6. Г родзовский Г. Л. Тела вращения с минимальным коэффициентом лобового сопротивления и малой теплопередачей при больших сверхзвуковых скоростях полета. МЖГ, № 5, 1968.

7. Теория оптимальных аэродинамических форм. Под редакцией А. Миеле. М., .Мир", 1969.

8. Эшли X., Л э и д а л М. Аэродинамика крыльев и корпусов летательных аппаратов. М.. .Машиностроение”, 1969.

Рукопись поступила 26jVIII 1971 г.