Исследование зализов в сопряжении крыла с фюзеляжем при дозвуковых скоростях Текст научной статьи по специальности «Механика и машиностроение»

УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ Ц А Г И Том XIX 1988

№ 4

УДК 629.735.33.015.3 : 533.695.12

ИССЛЕДОВАНИЕ ЗАЛИЗОВ В СОПРЯЖЕНИИ КРЫЛА С ФЮЗЕЛЯЖЕМ ПРИ ДОЗВУКОВЫХ СКОРОСТЯХ

В. А. Баринов, Ю. Л. Инешин, Г. А. Юдин

Приводятся результаты расчетных и экспериментальных исследований влияния зализов в сопряжении крыла с фюзеляжем на обтекание и аэродинамические характеристики модели пассажирского самолета. Показано, что применение плавных обводов в области сопряжения носовой и хвостовой части крыла с фюзеляжем приводит к улучшению ббтекания и увеличению аэродинамического качества.

Увеличению аэродинамического качества самолетов как средству повышения топливной эффективности пассажирской и транспортной авиации уделяется в настоящее время большое внимание. С этой целью проводятся расчетные и экспериментальные исследования различных способов уменьшения сопротивления. Одним из источников сопротивления является сопротивление интерференции элементов самолета — крыла с фюзеляжем, крыла с пилонами, гондолами двигателей, горизонтального и вертикального оперения с фюзеляжем. В настоящей статье рассмотрен вопрос об уменьшении сопротивления интерференции крыла с фюзеляжем путем использования зализа в сопряжении крыла с фюзеляжем.

Экспериментальные и расчетные исследования течений, характерных для области сопряжения носовой части крыла с фюзеляжем, ограничиваются случаем стыка крыла с плоскостью и квазидвумерным случаем симметричного препятствия на плоскости [1, 2]. В общей постановке задача о взаимодействии вязкого и невязкого течений в этой области является сложной и до сих пор нерешенной. Особые трудности представляет задача о течении в области сопряжения хвостовой части крыла с фюзеляжем. Поэтому при определении оптимальной формы зализов в условиях конкретной компоновки проводятся совместные расчетные и экспериментальные исследования [3].

Настоящая работа была проведена на модели самолета со стреловидным крылом / = 30° большого удлинения 1=9,5. Были выполнены расчеты обтекания нескольких заданных вариантов зализов и определена картина течения с помощью масляно-сажевого покрытия.

Численные исследования проводились по усовершенствованному панельному методу, использующему метод симметричных особенностей для расчета крыла [4], обобщенный на случай расчета компоновки крыла с фюзеляжем. Граничные условия не-протекания выполнялись на панелях, расположенных на поверхности обтекаемого тела. Учет сжимаемости проводился в соответствии с преобразованием Прандтля—Глау-эрта. В данном случае для определения параметров течения в зоне сопряжения крыла с фюзеляжем располагались примерно 400 расчетных точек, что позволяло отслеживать влияние локальных изменений геометрии в этой области.

На основе результатов предварительных расчетных и экспериментальных исследований была определена форма переднего и заднего зализа на модели самолета с прямостенным обтекателем шасси на фюзеляже. Геометрические размеры зализа приведены на рис. 1, линейные размеры отнесены к диаметру фюзеляжа. Форма

Ш'в'^О'О

Сечение I

11.пиния мсимО_^

\ 'Ф,м

Обтекатель

шасси

Сечение $

Линия_хВасгпино6

крыла

0,05

Рис. I

носового зализа характеризуется плавным переходом контура фюзеляжа на контур крыла. Хвостовой зализ выполнен в виде некоторого наплыва над хвостовой частью крыла.

При выборе формы переднего зализа с помощью расчетных методов ставилась задача уменьшения градиентов давления на поверхности фюзеляжа. На рис. 2 приведено расчетное векторное поле скоростей перед носком крыла, где скорость потока в точке на поверхности обтекаемого тела представлена в виде стрелки, длина которой соответствует величине скорости в расчетной точке. При наличии зализа, рис. 2, а, виден плавный характер течения, отсутствуют резкие изменения в направлении п величине скорости. В случае отсутствия носового зализа, рис. 2, б, видны существенные изменения поля скоростей.

Такое же существенно более плавное течение с меньшей зоной отрыва на поверхности фюзеляжа перед крылом видно и на фотографии обтекания модели, полученной в аэродинамической трубе при числе М=0,8 (число Рейнольдса по корневой хорде Не=3,5-106) и угле атаки 5,5°, рис. 3, а при наличии зализа и 3,б без зализа. Отметим качественное соответствие картины течения в этой области, полученной расчетным и экспериментальным путем.

На рис. 4, а, б приведена картина течения в области хвостовой части крыла. Она получена с помощью масляно-сажевого покрытия, которое наносилось на поверхности модели крыла и фюзеляжа в виде полосы на некотором расстоянии перед задней кромкой крыла. На модели без хвостового зализа видно, что имеет место перетекание с нижней поверхности крыла в область над крылом, рис. 4, б. При наличии зализа, рис. 4, а, такое перетекание отсутствует, и течение более плавное.

Наряду с расчетными и физическими исследованиями были проведены и весовые испытания модели в диапазоне чисел М=0,7... 0,82. Измерения аэродинамических коэффициентов подъемной силы, сопротивления, продольного статического момента выполнялись на модели без зализов, на модели только с передним зализом и на мо-

8 — «Ученые записки» № 4 113

10

10

га

t'o

HI

S '311d

Лі'О

С ПІ/DC

пао озоц

рп и пі' падишзоду "+ подпион

f 'OHd

.

дели с зализами в носовой и хвостовой части крыла. Измерения были трехкратными для каждого состояния модели.

Результаты измерений показали, что коэффициенты подъемной силы, продольного статического момента при установке зализов практически не изменяются, а коэффициент сопротивления модели уменьшается, что приводит к увеличению максимального аэродинамического качества модели на1 величину 0,15... 0,2, рис. 5. При этом и носовой, и хвостовой зализы примерно одинаково эффективны.

Таким образом, проведенные исследования показывают, что можно обеспечить плавное обтекание в сопряжении крыла с фюзеляжем путем установки зализов определенной формы и на основе анализа расчетных и опытных данных оценить выигрыш аэродинамического качества модели самолета, который при этом может быть достигнут.

ЛИТЕРАТУРА

1. Зубцов А. В. Расчет трехмерного пограничного слоя при двухмерном потенциальном потоке на его внешней границе. — Труды ЦАГИ,

1969, вып. 1125.

2. Kubendran L. R., Me Mahon Н. М., Hubbart J. Е. Turbulent flow around a wing/fuselage-type juncture. — AIAA J '1986, vol. 24,

N 9. '

3. Dodbele S. S., Van Dam C. P., Vi j gen P. М. H. V, Holmes B. J. Shaping of airplane fuselages for minimum drag. — AIAA Paper,

N 316, 1986.

4. Болсуновский А. Л., Глушков H. H., Инешин Ю. JI., Теперин Л. Л. Применение метода симметричных особенностей к расчету обтекания телесных крыльев дозвуковым потоком. — В сб. «Вопросы аэродинамики и динамики полета летательных аппаратов. — М.: ЦНТИ, «Волна», 1985.

Рукопись поступила 13/111 1987 г.