CC BY
104
2009
НАУЧНЫЙ ВЕСТНИК МГТУ ГА серия Аэромеханика и прочность
№ 138
УДК 533.6; 629.7
ИССЛЕДОВАНИЕ СОСТАВЛЯЮЩИХ АЭРОДИНАМИЧЕСКОГО ДЕМПФИРОВАНИЯ САМОЛЕТОВ
Ф.И. ГАНИЕВ
В статье приводятся результаты исследований вклада частей самолета в создание коэффициента демпфирования и его составляющих на дозвуковой и сверхзвуковой скоростях при малой и большой стреловидности крыла.
Характеристики аэродинамического демпфирования летательных аппаратов по своей природе связаны с особенностью его нестационарного движения. Без знания их природы невозможно определить характеристики устойчивости и управляемости самолета и другие летно-технические его характеристики.
Определение нестационарных аэродинамических характеристик самолета экспериментальным путем представляет трудоемкий процесс, требующий много времени. Разработка численных методов расчета самолета в целом на ЭВМ явилась мощным инструментом широкого круга исследователей нестационарных аэродинамических задач [1 - 4].
Целесообразным является разработка целого арсенала методов и методик расчета аэродинамических характеристик летательных аппаратов (ЛА) от простых до сложных, громозд-
ких и сложнейших [1 - 7]. В этом случае у потребителя появляется возможность их выбора. Например, методы решения стационарных или нестационарных аэродинамических задач в линейной и нелинейной постановке. Трудоемкость и затраты времени возрастают при решении более сложных задач. Право их выбора остается за пользователем.
В работе приведены результаты исследований по гипотезе гармоничности в линейной постановке. Эти методы изложены в работах [1 - 4]. Произвольное неустановившееся движение самолета полагается гармоническим с малыми числами Струхаля [1 - 3]. Коэффициент аэродинамического момента тангажа представляется в виде:
т = + т2а«+та а+т“2 “ + т“2 ^. (1)
При рассмотрении чисто вращательного движения относительно оси 02 выражение (1) упрощается [5, 6]:
т2 = т2аа+(т“2 + т2а )“2. (2)
Полагаем, что т20 = 0, и составляющая т“2 “2 - малая величина по сравнению с инерционной нагрузкой самолета ц “2 (¡2 - безразмерный момент инерции) [7].
На практике обычно коэффициент демпфирования определяется в виде суммы (т“2 + та), хотя природа слагаемых различная. Производная коэффициента тангажа т“2 возникает при вращении самолета вокруг оси 02 (рис. 1).
Так называемые аэродинамические производные с "точками" [2, 3] т“2 и та появляются вследствие нестационарного движения несущей поверхности. Изменение характера течения у передней части несущей поверхности распространяется по потоку не мгновенно, а с
а Ь
некоторым запозданием, и до задней кромки крыла дойдет через время Д1=--, до горизон-
тального оперения через Д1=——. Полагаем, что местная скорость равна скорости невозмущенного потока.
При моделировании обтекания тел вихрями эту картину можно представить изменением циркуляции вихрей. Например, циркуляция вихря возросла на ЛГ, что моделируется отделением от него вихря с циркуляцией, равной по величине и обратной по знаку (-ЛГ). Сошедший вихрь движется со скоростью потока. Он воздействует на позади расположенные части
крыла и на стабилизатор с некоторым запозданием через время Л t=----.
Целью данной работы было рассмотрение вклада отдельных элементов самолета нормальной схемы в образование коэффициентов , mWz, и (mWz + m^ ) . А также выявить значение интерференции в их образовании и влияние числа Маха и угла стреловидности крыла на коэффициенты аэродинамического демпфирования и их составляющие.
Рис. 2.
Рассмотрены две конфигурации самолета типа МиГ-23 с = 18° и с = 74° на дозвуковой (М = 0,7) и сверхзвуковой (М = 1,2) скоростях полета. Для выяснения роли крыла горизонтального оперения и интерференции в создании производных аэродинамических коэффици-
а ю, а ~
ентов ш,, ш^ , ш, расчет проведен по следующей схеме:
1 - крыло (рис. 2а);
2 - горизонтальное оперение (рис. 2б);
3 - самолет в целом (рис.2в).
При этом моментные характеристики во всех случаях определены относительно оси О2, проходящей через центр масс самолета (хт = 0,32). Полученные коэффициенты отнесены к
площади крыла с подфюзеляжной частью и средней аэродинамической хорде при с = 74°. Коэффициенты, входящие в (2), представим в виде
ш,
^ш“2 + ш“2 +Аш“2 • ш11
2кр 2го 2 5 2
а . а . а а
:ш2 кр + ш2 го +А ш2
(3)
Здесь величины с индексами "кр" и "го" обозначают вклад соответствующих частей самолета, а вклад за счет интерференции обозначен префиксом А.
Результаты расчета представлены в виде диаграмм на рис. 3 - 10. Диаграммы на рис. 3 и 4 позволяют сделать некоторые выводы:
1,0
0
1,0
т„
крыло го самолет
интер
ферен
ция
С = 18°
□ М = 0,7
□ М = 1,2
т2
0,5
0
- 0,5
-1,0 -1,5
крыло
го
самолет
интер
ферен
ция
□ М:
□ М:
0,7
■ 1,2 с = 74°
Рис. 3
Рис. 4
а) основной вклад во всех вариантах в статическую устойчивость вносит горизонтальное оперение;
б) вклад всех составляющих в создании в обеих конфигурациях на дозвуковых и сверхзвуковых скоростях полета существенных различий не имеет;
в) интерференция уменьшает статическую устойчивость самолета (Аш^> 0), примерно, на 30 % - 40 %; в данном случае следует учитывать, что задача решается в линейной постановке (углы атаки малы) и стабилизатор находится в области максимальных скосов потока за крылом;
г) увеличение угла стреловидности крыла (% = 74°) на сверхзвуковой скорости приводит к росту интерференционной составляющей Аш^ (при М = 0,7: Аш^ = 0,4; при М = 1,2: А ш2“= 0,84).
Диаграммы коэффициентов ш^2 (рис. 5 и 6) позволяют сделать следующие выводы:
2 0 - 2
- 4
- 6 - 8
-10
т“
крыло
го
самолет
интер
ферен
ция
2 0 - 2
- 4
- 6 - 8
-10
т“
крыло
го
самолеп
□ М=0,7
□ М=1,2
С=18°
интер
ферен
ция
Рис. 5
Рис. 6
а) основной вклад в демпфирующий коэффициент ш^2 создает горизонтальное оперение;
б) увеличение стреловидности крыла на дозвуковых и сверхзвуковых скоростях не вносит существенных изменений на величину и на характер составляющих ш^2 ;
в) при числе М = 1,2 возрастает вклад всех демпфирующих составляющих; у самолета в целом - увеличение почти в два раза, например, у схемы с = 18° при М = 0,7: ш^2 =-4,32 ; а при М = 1,2: ш2“2 =-10,88;
г) доля составляющей интерференции А ш^2 на дозвуковой скорости антидемпфирующая и
незначительная (при с = 18° и с = 74°, соответственно, А ш^2 = 0,32 и А ш^2 = 0,2). На сверхзвуковой скорости интерференция вносит заметный вклад в продольное демпфирование. При М = 1,2 соответственно указанным углам стреловидности А ш^2 =-2,81 и А ш^2 =-2,51.
По величине ш“ (рис. 7 и 8) можно сделать следующие выводы:
т
2
1
0
-1
- 2
крыло
□ М = 0,7
□ М = 1,2 С = 18°
интер
1
самолет
т2
1
0
-1 - 2
го\
крыло
интер
ферен
ция
а М = 0,7 ° М = 12 С = 74
самолет
Рис. 7
Рис. 8
а) основной вклад в ш2 вносит интерференция крыла на горизонтальное оперение;
б) вклад составляющих ш“ при числах М = 0,7 и М = 1,2 слабо зависит от угла стреловидности;
в) крыло и горизонтальное оперение в образовании ш“ играют незначительную роль и даже создают антидемпфирующую составляющую (ш“кр >0), которая на сверхзвуковой скорости заметно возрастает.
Диаграммы коэффициента демпфирования ш^2 + ш“ (рис. 9 и 10) свидетельствуют о следующем:
а) в коэффициенте демпфирования ш^2 + ш“ доминирующее значение имеет величина ш^2, поэтому в общую сумму основной вклад вносит горизонтальное оперение;
б) роль интерференции в образование величины ш“ весьма заметна (ш“ < 0), поэтому вклад интерференционной составляющей А (ш^2 + ш“) в суммарный коэффициент демпфирования ш^2 + ш“ по абсолютной величине значительно возрастает;
в) изменение угла стреловидности крыла существенного влияния на диаграмму ш^2 + ш“ и его составляющих не оказывает;
ш2“2 + ш“
на 20 % - 30 % больше,
г) при числе М = 1,2 коэффициент демпфирования
чем при М = 0,7; на сверхзвуковых скоростях с ростом числа М абсолютное значение этого коэффициента падает.
0
- 2 \ крыло \— го
- 4
- 6
□ M = 0,7
□ M = 1,2 С = 18°
интер
ферен
ция
самолет
mW + mZ
z z
0 - 2 -4 -6
- 8
mW + mZ
z z
\крыло\
□ M =
□ M: С
0,7
: 1,2 ■ 7 4°
интер
ферен
ция
\самолет
Рис. 9.
Рис. 10
Таким образом, можно сделать следующие общие выводы:
1. Угол стреловидности крыла на дозвуковых и малых сверхзвуковых скоростях полета на демпфирующие характеристики самолета существенного влияния не оказывает.
2. Основной вклад в создание демпфирующего коэффициента вносит горизонтальное оперение.
3. Роль интерференционной составляющей А в суммарном коэффициенте демпфирования самолета заметна только на дозвуковой скорости. Например, при М = 0,7 она составляет около 20 %, а при М = 1,2 - на порядок меньше (около 2 %).
8
ЛИТЕРАТУРА
1. Ганиев Ф.И. Методика расчета нестационарных аэродинамических характеристик корпус-крыло, движущейся с малой дозвуковой скоростью // Труды ВВИА им. Н.Е. Жуковского, 1969. Вып. 1253.
2. Ганиев Ф.И. Метод расчета продольных, боковых и перекрестных аэродинамических производных летательного аппарата на дозвуковых скоростях // Изв. АН СССР, МЖГ, № 2, 1978.
3. Белоцерковский С.М., Скрипач Б.К., Табачников В.Г. Крыло в нестационарном потоке газа. - М.: Наука, 1971.
4. Белоцерковский С.М., Кудрявцева Н.А., Попыталов С.А., Табачников В.Г. Исследование сверхзвуковой аэродинамики самолетов на ЭВМ. - М.: Наука, 1983.
5. Бураго Г.Ф., Вотяков В.Д. Аэродинамика частей летательных аппаратов // М.: ВВИА им. Н.Е. Жуковского, 1976.
6. Краснов Н.Ф. Аэродинамика. - М.: Высшая школа, 1976.
7. Ганиев Ф.И., Морозов В.И., Чистяков А.И. О природе нестационарных аэродинамических характеристик самолета // Труды ВВИА им. Н.Е. Жуковского, 1983. Вып. 1311, Сб. № 2.
RESEARCH MAKING AERODYNAMIC DAMPING PLANES
Ganiev F.I.
In clause results of researches of the contribution of parts of the plane in creation of factor damping and its components on subsonic and supersonic speeds are resulted at small and big sweepback a wing.
Сведения об авторе
Ганиев Фангали Исламгалиевич, 1933 г.р., окончил ВВИА им. Н.Е. Жуковского (1959), доктор технических наук, профессор, научный сотрудник научно-методического центра ВВИА им. Н.Е. Жуковского, автор 130 научных работ, область научных интересов - численные методы механики и газа, аэродинамика ЛА.
