Исследование звукового удара компоновки со скользящим крылом Текст научной статьи по специальности «Механика и машиностроение»

Том XL

УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ ЦАГИ 2009

№ б

УДК 5З4.8З:629.7.015.016.54

ИССЛЕДОВАНИЕ ЗВУКОВОГО УДАРА КОМПОНОВКИ СО СКОЛЬЗЯЩИМ КРЫЛОМ

Чо КюЧул

Исследуются аэродинамические характеристики и характеристики звукового удара компоновки самолета, состоящей из скользящего крыла, фюзеляжа и вертикального оперения, на режиме полета М^ = 1.2 ~ 1.98. Результаты исследований сравниваются с результатами, полученными для компоновки самолета Ту-144, имеющей такой же фюзеляж и оперение. Площади крыла самолета Ту-144 и самолета со скользящим крылом совпадают.

Ключевые слова: скользящее крыло, аэродинамические характеристики, звуковой удар.

Известно, что при трансзвуковой и небольшой сверхзвуковой скорости потока аэродинамические характеристики компоновки со скользящим крылом имеют определенные преимущества по сравнению с компоновкой с симметричным крылом. В работе [1] дана формула сопротивления крыла, учитывающая отдельно трение, индуктивное и волновое сопротивление:

где Cf — коэффициент трения; q — скоростной напор; SK — омываемая площадь крыла; Y — подъемная сила; l — размах крыла; Мте — число Маха набегающего потока; Vol. — объем; x и х2 определяются по формулам:

где 0 — угол наклона секущей плоскости Маха, х (0) — длина эквивалентного тела вращения.

В формуле (1) первый член характеризует сопротивление трения, второй член соответствует индуктивному сопротивлению, третий — волновому сопротивлению от подъемной силы и четвертый член — волновому сопротивлению от объемов крыла. Для симметричного крыла с большим углом стреловидности при малых сверхзвуковых числах Маха Х1 и Х2 практически равны длине Ьк для скользящего крыла — двум длинам Ьк. Из формулы (1) следует: при условии равной площади и размаха скользящее крыло имеет волновое сопротивление от подъемной силы в 4 раза меньше, а волновое сопротивление от объема в 16 раз меньше по сравнению с симметричным крылом. На рис. 1, а показана зависимость аэродинамического качества от числа Маха

(1)

(2)

(З)

40

I Х = °

20

30

10

0

0.6

1 * 1 ' СО

.6 0.8 1 1.2 1.4

а)

б)

Рис. 1. Сравнение аэродинамического качества компоновок эллиптического скользящего и симметричного крыла в зависимости от числа Маха:

а — изменение аэродинамического качества от числа Маха [1]; б — геометрия симметричного и скользящего крыла

(Mте = 0.6 ~ 1.4) для скользящего эллиптического и симметричного крыла [2]. Видно, что скользящее крыло с отношением сторон эллипса Ь : а = 10:1 и переменной стреловидностью имеет лучшие характеристики, чем симметричное крыло во всем диапазоне чисел Маха.

Для сравнительного анализа интенсивности звукового удара компоновок с симметричным и скользящим крылом используется методика, основанная на решении системы уравнений Навье — Стокса, изложенная в работе [3]. Эта методика требует создания специальной расчетной сетки около поверхности компоновки для правильного учета вязкости и построения профиля скоростей в пограничном слое. Для этого на поверхности компоновки обеспечивается значение параметра у +, определяемого расстоянием между поверхностью и первым узлом сетки, меньше 200, а поперек пограничного слоя должно быть не менее 10 слоев. В данной работе при вычислении

обтекания компоновки в натурных условиях для числа Re > 3 • 108 во всех случаях использовалась модель турбулентного течения SST с начальной турбулентностью течения 5% и относительным коэффициентом турбулентной вязкости, равным 10 [4].

Сравнение аэродинамических характеристик симметричного и скользящего крыла. Задача обтекания решается для двух вариантов скользящих крыльев и одного варианта симметричного крыла, поверхности которых построены по профилю NACA 64412 (рис. 2, а). В табл. 1 приведены геометрические параметры крыльев и расчетной сетки. Площадь всех вариантов

крыльев равна 501 м2, а относительная максимальная толщина профилей — 12%. Удлинение скользящего крыла при угле стреловидности % = 0 равно 10.35, удлинение симметричного крыла равно 2.59 и совпадает с удлинением скользящего крыла при угле стреловидности % = 60°. Коэффициент подъемной силы определялся при различных числах Маха из условия полета на высоте 16 100 м при весе самолета 150 т. В нижних строках табл. 1 приведены параметры тетраэдральной сетки. Расчетная область для вычисления обтекания симметричного крыла имела плоскость симметрии и, соответственно, расчет проводился для половины крыла, а скользящее крыло рассчитывалось целиком.

На рис. 2, б и в показана зависимость сопротивления и аэродинамического качества от числа М. При угле стреловидности % > 60° число М, нормальное к передней кромке, меньше 1

в диапазоне чисел Маха набегающего потока Mте = 1.2 ~ 1.98, но при % = 60° и числе Mте > 1.8

конус Маха уже касается передней кромки скользящего крыла. При Mте = 1.2 и 1.98 на поверх-

Рис. 2. Сравнение аэродинамического качества скользящего и симметричного крыла: а — схемы симметричного и скользящего крыла; б — сопротивления крыла; в — аэродинамическое качество

ности симметричного крыла течение безотрывное, а при Mте = 1.4, 1.6, 1.8 после скачка на поверхности в узкой зоне появляется отрыв. На поверхности скользящего крыла с углом стреловидности х = 60° отрывное течение появляется при числе М >1.4 из-под сильного скачка уплотнения, и с увеличением числа М область отрывного течения слабо расширяется. При % = 70° и числе М набегающего потока 1.2 и 1.4 для обеспечения подъемной силы требуются большие углы атаки а = 9, 6.42° соответственно. По этой причине появляется отрыв на передней кроме крыла, а пристеночные линии тока, исходящие от передней кромки перед отрывной зоной, проходят по дуговой траектории по поверхности крыла к передней кромке за отрывной зоной и вызывают еще одну отрывную зону. Из-за этого при Mте = 1.2 сопротивление скользящего крыла со стреловидностью х = 70° резко увеличивается. При Mте > 1.6 на поверхности крыла с х = 70° отрывное течение не наблюдается, и только при Mте = 1.98 на задней части крыла течение ускоряется и после скачка в узкой зоне отрывается. При Mте = 1.2 ~ 1.98 конус Маха не касается передней кромки скользящего крыла с х = 70°, и число Маха по нормали к кромке Mн < 0.7. Поэтому сопротивление скользящего крыла с х = 70° резко уменьшается с возрастанием числа М набегающего потока. При числе M „ = 1.2 аэродинамическое качество скользящего крыла с углом

Т аблица 1

Тип профиля Площадь 5к, м2 Длина Ьк, м Размах I, м

Удлинение X

40.67

36

2.59

КАСЛ 64412 (Макс. толщина 12%)

501

62.35 67.66

36 24.63

2.59 1.21

10.35 (при х = 0)

Вес, т 150

С м„ = 1.2 1.4 1.6 1.8

У СУ = 0.287 0.211 0.162 0.128

1.98

0.106

Вид Тетраэдральная сетка

Количество узлов 571 348 (симметрия) 1 152 486 1 156 159

Количест-

во элемен- 1 718 338 (симметрия) 3 461 882 3 498 721

тов

Сетка

стреловидности х = 60° лучше других вариантов, а с увеличением числа М набегающего потока скользящее крыло х = 70° имеет наименьшее сопротивление. У скользящего крыла существует особенность, которая заключается в том, что подъемная сила создается в основном на задней части крыла. Это создает момент крена относительно оси х.

Сравнение интенсивности звукового удара компоновки со скользящим крылом и компоновки самолета Ту-144. Для анализа выбрана концепция целиком поворотного крыла, меняющего свою стреловидность от х = 0 для дозвукового полета до х - 60° для трансзвукового и сверхзвукового полета. Для исследования интенсивности звукового удара были выбраны скользящие крылья с углами стреловидности х = 60° для М „ = 1.2 и х = 70° для Мте = 1.6, 1.98, установленные на фюзеляже самолета Ту-144 при помощи пилона (рис. 3, а). Параметры компоновки самолета Ту-144 [5] и компоновки, состоящей из скользящего крыла, фюзеляжа и вертикального оперения, приведены в табл. 2.

Т аблица 2

Параметры Компоновка самолета Ту-144 Компоновки скользящего крыла

X = 60° X = 70°

Длина самолета Ь, м 64.45 66.1 68.44

Площадь крыла 5к, м2 505.868 501

Тип профиля Специальный КЛСЛ 64412

Размах 1, м 27.8 36 24.63

Удлинение крыла, X 1.53 2.59 10.35 (пр 1.21 >и X = 0)

Вес, т 150

Высота полета, м 16 100

М„ = 1.2 1.6 1.98 М„= 1.2 1.6 1.98

СУ Су = 0.285 0.16 0.105 СУ = 0.287 0.162 0.106

Вид Тетраэдральный

Сетка Количество узлов 1 217 696 (симметрия) 1 724 604 1 846 352

Количество элементов 4 193 568 (симметрия) 5 141 104 5 466 192

Рис. 3. Сравнение сопротивления компоновки со скользящим крылом и компоновки самолета Ту-144: а — схемы компоновок со скользящим крылом и самолета Ту-144; б — распределение давления на поверхности компоновки со скользящим крылом при М= 1.2; в — зависимость сопротивления от числа М; г — зависимость аэродинамического качества

от числа М

Ось вращения скользящего крыла находится на расстоянии 34 м от носовой части фюзеляжа. Длина компоновки со скользящим крылом увеличивается с возрастанием угла стреловидности, и для х - 60° она больше, чем у компоновки самолета Ту-144. Удлинение крыла компоновки самолета Ту-144 меньше, чем у скользящего крыла с х = 60°, и больше, чем у скользящего крыла с х = 70°. В нижних строках табл. 2 показан размер тетраэдральной сетки. Для вычисления обтекания компоновки Ту-144 применяется структурированная расчетная сетка, учитывающая симметричность модели, а компоновка самолета со скользящим крылом рассчитывается полностью.

Сравнение аэродинамических характеристик. Обтекание компоновки со скользящим крылом х = 60° рассчитывается для числа Маха набегающего потока Мте = 1.2, а со скользящим крылом х = 70° — для Мте = 1.6 и 1.98. Результаты расчета сравниваются с данными, полученными для компоновки самолета Ту-144. При М „ = 1.98 на конце скользящего крыла х = 70° возникало узкое отрывное течение после сильного скачка уплотнения. Распределение давления на поверхности компоновки скользящего крыла при числе М„ = 1.2 показано на рис. 3, б. Перепады давления более интенсивны на части крыла, расположенной ниже по потоку. Следовательно, на этой части крыла больше подъемная сила, из-за чего возникает момент крена. Фюзеляж слабо влияет на распределение перепада давления компоновки со скользящим крылом. На рис. 3, в показана зависимость от числа Маха сопротивления компоновок со скользящим крылом и самолета Ту-144. При Мте = 1.2 сопротивление компоновки со скользящим крылом заметно меньше, чем у компоновки самолета Ту-144. На рис. 3, г дано сравнение аэродинамического качества. При Мте = 1.2 качество компоновки со скользящим крылом [су!сх = 10.76) выше, чем у компоновки

Ту-144 [су!сх = 8.21), на 2.55. С возрастанием числа М аэродинамическое качество компоновки Ту-144 становится выше, чем у компоновки со скользящим крылом. При Мте = 1.6 для компоновки со скользящим крылом отношение Су!сх = 9.02, а для компоновки самолета Ту-144 су1сх = 9.09. При Мте = 1.98 разница в аэродинамическом качестве составляет 0.95.

Сравнение интенсивности звукового удара. Интенсивность звукового удара на местности от компоновки со скользящим крылом вычисляется при полете на высоте 16 100 м с числом Маха 1.2, 1.6, 1.98 и весе самолета 150 т. Результаты расчета сравниваются с результатами для компоновки самолета Ту-144. На рис. 4, а показано распределение давления на горизонтальной плоскости под компоновкой самолета Ту-144 при числе Мте = 1.2, а на рис. 4, б — под компоновкой со скользящим крылом также при числе М „ = 1.2. Очевидно, что распределение максимального возмущения между этими компоновками заметно отличается. Для компоновки Ту-144 область максимального возмущения находится под крылом, а у компоновки со скользящим крылом эта область расположена выше по потоку, там, где соединяются ударные волны, исходящие от носовой части фюзеляжа и передней части крыла. Интегрирование распределения давления вдоль

размаха позволяет найти производную площади эквивалентного тела вращения (рис. 4, в).

На рис. 4, г показана эпюра ^-функции, а на рис. 4, д — интенсивность звукового удара компоновки самолета Ту-144 и компоновки со скользящим крылом. Максимальное избыточное давление Артах в ударной волне компоновки Ту-144 равно 121 Па, а компоновки со скользящим крылом равно 81 Па, при этом минимальное избыточное давление Арш;п для компоновки Ту-144

Рис. 4. Интенсивность звукового удара компоновки со скользящим крылом и самолета Ту-144 при М„ = 1.2:

а — поле давления самолета Ту-144; б — поле давления компоновки со скользящим крылом; в — распределение производной площади эквивалентного тела вращения ); г — распределение ^-функции; д — эпюра избыточного давления в К-образной волне

0.02

0.015

0.01

0.005

-0.005

/

^ •—^

і/

0

0.1

0.05

-0.05

-0.1

-0.15

120

40

-40

-120

0.2

0.2

-0.1

0.4

0.6

0.8

0.4

0.6

0.8

0.1

а)

0.2

...

/ ’•

• і "" • і

\ ;

•х

^ЧчГч^.

Па

0.02

0.015

0.01

0.005

-0.005

/' \

/ '•

/ / •

/ -4

'

0

0.1

0.05

-0.05

-0.1

-0.15

120

40

-40

с

0.3

-120

0.2

0.2

-0.1

0.4

0.6

0.8

0.4

0.6

0.8

0.1

б)

0.2

• ’ *-ч

тх/'4'-- •' ■

О' 1 /. _ 1

;

Ар, Па у Г

с

0.3

Рис. 5. Интенсивность звукового удара компоновки со скользящим крылом и самолета Ту-144 при = 1.6 и 1.98:

а — интенсивность звукового удара при М.= 1.6; б — интенсивность звукового удара при М.= 1.98

равно -107 Па, а для компоновки со скользящим крылом равно -56 Па. Разница между двумя компоновками для Артах составляет 40 Па, для Арш;п составляет 51 Па. Это большое отличие вызвано разными распределениями площади поперечного сечения и подъемной силы вдоль оси х. Если крыло находится полностью внутри конуса Маха, то возмущения, вызванные подъемной силой скользящего крыла, распространяются в широкой зоне по х. Изменения производной площади «^д, ^-функции и избыточного давления звукового удара показаны на рис. 5, а для

Мте = 1.6, а на рис. 5, б — для Мте = 1.98. При этом картина распределения возмущений на расчетной плоскости и вид эпюры производной площади эквивалентного тела вращения не от-

личаются от рассчитанных на режиме полета с Мте = 1.2. В табл. 3 показаны максимальные и минимальные интенсивности звукового удара компоновки со скользящим крылом и компоновки самолета Ту-144 при Мте = 1.6 и 1.98.

При Мте = 1.6 разница максимальной интенсивности Артах составляет 37 Па, а минимальной интенсивности Арт;п -53 Па. При Мте = 1.98 разница Артах = 38 Па, а Арт1п = 50.

Т аблица 3

М„ Компоновка Аршах , Па Аршіп > Па

1.6 самолета Ту-144 114 9 9 1

со скользящим крылом 77 6 4 1

1.98 самолета Ту-144 115 -101

со скользящим крылом 77 -51

Выводы. В работе исследована компоновка сверхзвукового самолета с полностью поворотным скользящим крылом, площадь крыла, фюзеляж и вертикальное оперение которой были эквивалентны самолету Ту-144. Компоновка самолета с полностью поворотным крылом имеет заметное преимущество в интенсивности звукового удара по сравнению с традиционной компоновкой самолета Ту-144 на всех числах Маха полета и преимущество в аэродинамическом качестве при малых числах Маха (M„ = 1.2). Однако у компоновки с поворотным крылом остаются

нерешенными некоторые проблемы, связанные с техническим решением поворотного механизма и балансировки по крену и тангажу.

ЛИТЕРАТУРА

1. Jones R. T. The oblique wing - aircraft design for transonic and low supersonic speeds // Acta Astronautica. 1977. V. 4.

2. Nelms W. P. Jr. and Bailey R. O. Preliminary performance estimates of an oblique all wing RPV for air-to-air combat // NAsA TN D-7731, July 1974.

3. ЧоКюЧул. Анализ звукового удара с использованием полей возмущений, рассчитанных по нелинейной теории // Ученые Записки ЦАГИ. 2009. T. XL, № 4.

4. ANSYS, Inc., ANSYS CFX-solver, Release 10.0, 2005: Theory, Turbulence and Wall Function Theory.

5. Близнюк В., Васильев Л., Вуль В., Климов В., Миронов А., Туполев А., Попов Ю., Пухов А., Черемухин Г. Правда о сверхзвуковых пассажирских самолетах. — М.: Моск. рабочий, 2000.

Рукопись поступила 8/IV 2009 г.