Об аэродинамическом согласовании крыла и мотогондолы Текст научной статьи по специальности «Механика и машиностроение»

Т о м XXI

УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ Ц А Г И

19 90

№ 1

УДК 629.755.3.3.015.3 : 533.695

ОБ АЭРОДИНАМИЧЕСКОМ СОГЛАСОВАНИИ КРЫЛА И МОТОГОНДОЛЫ*

С. И. Скоморохов, Л. Л. Теперин

Рассмотрены некоторые вопросы аэродинамического согласования мотогондолы с крылом дозвукового пассажирского самолета. Дан анализ особенностей обтекания компоновки крыла, пилона и гондолы и намечены пути возможного уменьшения вредной интерференции. В основе подхода к решению этой задачи лежит соответствие поверхности элементов силовой установки (пилонов) местным линиям тока вблизи крыла, выбор положения гондолы относительно крыла и деформация поверхности крыла для компенсаций возмущений, вносимых силовой установкой в обтекание крыла. Эффективность методики подтверждается результатами экспериментальных исследований в аэродинамической трубе на серии моделей, в том числе с деформированными пилонами и крыльями.

Аэродинамическое согласование крыла и турбореактивного двигателя является одной из важных проблем, возникающих при проектировании дозвуковых пассажирских и транспортных самолетов. Эта проблема наряду с требованиями по обеспечению необходимых условий работы двигателя и безопасности полета самолета включает также задачу определения конфигурации компоновки крыла, пилона и гондолы, обладающей минимальным сопротивлением, интерференции на режиме крейсерского полета.

Проблема интерференции между кр.ылом и моторной гондолой не является новой для аэродинамической науки. В ЦАГИ исследования, позволяющие- определить рациональные обводы гондол двигателей и их расположение на прямых и стреловидных крыльях проводились Г. П. Свищевым, Н. И. Шарохиным, В. С. Полядским. За рубежом, еще в 30-е годы Д. Кюхеманом были проведены исследования по изучению сопротивления мотогондолы, установленной на прямом крыле [1]. Среди современных работ, посвященных интерференции сверхкритического крыла и турбореактивного двигателя большой степени двухконтурности следует отметить исследования [2] по влиянию положения гондол ТРДД на сопротивление интерференции, [3] по исследованию интерференции различных компоновок моторных гондол со сверхкритическим крылом дозвукового транспортного самолета.

Проблема аэродинамического согласования крыла и силовой установки с целью снижения сопротивления интерференции стала особенно актуальной в последние десятилетия. Во-первых, резко возросли требования к аэродинамическому совершенству дозвуковых пассажирских самолетов. Во-вторых, применение на самолетах турбореактивных двигателей большой Степени двухконтурности (имеющих увеличенный диаметр) и сверхкритических крыльев большого удлинения (с относительно малыми хордами в области установки двигателей) усилило взамное влияние крыла и моторной гондолы.

* Статья написана на основе доклада на совещании советско-французской подгруппы по аэродинамике, авиационной акустике и прочности в октябре 1987 г.

До сравнительно недавнего времени решение проблемы интерференции осуществлялось, главным образом, путем экспериментальных исследований. В настоящее время, развитие численных методов позволяет с достаточной для практики точностью определять как параметры течения около компоновок крыла, пилона и гондолы, так и их аэродинамические характеристики. Сочетание расчетных и экспериментальных методов исследований не только сокращает время поиска оптимальных аэродинамических форм, но и позволяет находить новые аэродинамические решения проблемы интерференции.

В работе, с помощью панельного метода [4], делается попытка анализа особенностей обтекания компоновки крыла, пилона и гондолы и возможных путей уменьшения сопротивления интерференции. В основе подхода к решению задачи использована идея соответствия поверхности элементов силовой установки местным линиям тока вблизи крыла и деформации поверхности крыла с целью компенсации возмущений, вносимых силовой установкой в его обтекание. Целью работы является также экспериментальная проверка предлагаемого метода проектирования, которая осуществлялась на моделях без имитации активной струи двигателя, поэтому в расчете струя не учитывалась.

Известно, что стреловидное крыло создает в области расположения гондолы двигателя поле скоростей неоднородное как по величине, так и по направлению относительно набегающего потока. Величина и направление скорости существенно зависят от коэффициента подъемной силы, расстояния до крыла, угла стреловидности. В меньшей степени на характер поля влияют такие параметры крыла, как удлинение, сужение, относительная толщина профилей. На рис. 1 дан пример расчета линий равных скосов потока в вертикальной и горизонтальной плоскостях для сечения стреловидного сверхкритического крыла. Здесь же условно изображена гондола ТРДД в положении относительно крыла, характерном для большинства современных пассажирских самолетов. Видно, что в области расположения гондолы величина вертикального скоса может меняться от положительных значений в области входа в воздухозаборник до отрицательных значений в области сопла. Скосы в горизонтальной плоскости около стреловидного крыла под углом атаки не изменяют знака, однако также наблюдается заметная неравномерность величины угла скоса в области, занимаемой гондолой. Еще большая неравномерность полей скосов существует в пространстве между крылом и гондолой, т. е. там, где устанавливается пилон. Для снижения сопротивления компоновки крыла, пилона и гондолы необходима соответствующая ориентация гондол и пилонов относительно потока.

Вертикальные сносы

боковые скосы

Рис. 1. Поле скосов в сечении стреловидного крыла при Мо»=0,8 и «=2,7°

Наиболее просто это можно обеспечить выбором соответствующих углов разворота мотогондолы и пилона. Такой подход является весьма привлекательным с точки зрения конструктора и широко используется на практике. На рис. 2 показано полученное экспериментально типичное влияние угла заклинения и угла разворота гондолы относительно набегающего потока на изменение аэродинамического сопротивления модели пассажирского самолета. Видно, что существует определенный угол заклинения гондолы, при котором сопротивление компоновки становится минимальным. Для мотогондол, расположенных у передней кромки крыла, величина относительного угла заклинения является положительной и сравнительно слабо зависит от аэродинамической компоновки крыла. Существует также определенный угол разворота, при котором сопротивление компоновки является минимальным, при этом, для крыльев с положительной стреловидностью величина оптимального угла разворота является отрицательной, т. е. гондола развернута к плоскости симметрии. Величина этого угла зависит как от стреловидности крыла, так и от положения гондолы по размаху. Следует отметить, что разворот гондол от плоскости симметрии приводит к повышению подъемной силы модели при фиксированном угле атаки. Это обеспечивает некоторое уменьшение профильного сопротивления крыла при заданном значении коэффициента подъемной силы, однако рост индуктивного сопротивления смещает оптимальную величину угла разворота в область отрицательных значений.

Следующим шагом в уменьшении сопротивления интерференции является ориентация поверхности пилона в соответствии с местными линиями тока. Эта идея возникла давно, однако практическая ее реализация оказалась возможной только после разработки численных методов, позволяющих решать задачу обтекания компоновки крыла, пилона и гондолы. В качестве примера рассмотрим результаты, полученные на модели самолета с гондолами двигателей ступенчатого типа. На рис. 3 показана форма средних линий пилона, срединная поверхность которого является поверхностью тока, построенной около изолированного крыла. Отметим достаточна

о рг

Рис. 2. Зависимость интерференционного сопротивления от угла заклинения и угла разворота гондолы, полученная экспериментально при Мс»=0,8 и су—0,5,0 — эксперимент

Рис. 3. а) проектирование пилона по линиям тока; б) влияние степени деформации (эксперимент):

----компоновка без пилонов и гондол,----компоновка с пилонами,

--компоновка с пилонами и гондолами

резкое изменение формы средней линии сечений пилона по мере удаления от поверхности крыла.

Были рассмотрены следующие компоновки: с пилонами симметричного профиля (ц=0); с пилонами, срединная поверхность которых совпадает с линиями тока (¡х=1) и компоновка, имеющая среднюю величину деформации (ц=0,5). Из приведенных результатов, (рис. 3), следует, что с изменением ¡а по мере приближения ц=1 уменьшается влияние гондол и пилонов на величину коэффициентов подъемной силы и продольного момента модели на расчетном угле атаки. Действительно, если деформация пилона соответствует реальным линиям тока, то возмущающее воздействие на аэродинамические характеристики модели должно быть минимальным. Иное влияние оказывает степень деформации на величину максимального аэродинамического качества. Видно, что компоновка крыла с пилоном и гондолой, ориентированным по линиям тока, не является оптимальной. Максимум зависимости реализуется при ц«0,5. Такое поведение аэродинамического качества объясняется свойством проекции боковой силы на направление набегающего потока, действующей на несущую поверхность в скошенном потоке около крыла. Можно показать, что при малом влиянии гондолы и пилона на крыло и отсутствии подсасывающей силы минимум сопротивления будет иметь место при ориентации элементов компоновки под углами, равными половине местного угла скоса потока (что соответствует в рассматриваемом случае ц=0,5).

Рассмотренные выше способы уменьшения сопротивления связаны, главным образом, с воздействием на составляющую интерференции, обусловленную влиянием крыла на мотогондолу и пилон., В свою очередь гондола с пилоном оказывает заметное влияние на обтекание сечений крыла. Наиболее отчетливо это проявляется при изменении положения гондолы вдоль хорды крыла. На рис. 4 дан пример расчетов распределения подъемной силы по размаху сверхкритического стреловидного крыла, проведенных при различном положении по хорде. Даже в случае одной гондолы, расположенной в средней части крыла (это является типичным для компоновок современных пассажирских самолетов), влияние ее распространяется практически на все крыло. Расчеты подтверждают известный экспериментальный факт, что для гондол, расположенных у передней кромки крыла, характерно уменьшение подъемной силы в сечениях крыла тем больше, чем меньше гондолы выдвинуты вперед. Уменьшение несущих свойств крыла на фиксированном угле атаки наряду с увеличением индуктивного сопротивления приводит к возрастанию профильного сопротивления крыла при заданном коэффициенте подъемной силы. При смещении соплового среза гондолы далеко за заднюю кромку крыла, наоборот, наблюдается увеличение несущих свойств крыла. Этот факт является весьма благоприятным, поскольку позволяет уменьшить угол атаки на крейсерском режиме полета и тем самым

"у «»I

г- 0

Рис. 4. Расчетный Су сеч для различного выноса гондолы

АС г

1 = 1</1>(

У 2

У

N

\

и-ь„!Ь

\

\

Ас,

3 2 1

-Х-

-2

Рис. 5. Влияние выноса гондолы:

О — эксперимент,-----расчет, М^ = 0,8, с = 0.&

г

сх = 0,01

Майель /Тег пшпагондол

Модель с мотагондолапи

м=а,05

/

п

Л/ =0,05

Рис. 6

снизить сопротивление крыла, особенно при больших скоростях, когда на его поверхности имеют место развитые сверхзвуковые зоны.

Выбор положения гондолы по хорде крыла является достаточно действенным и относительно простым средством снижения сопротивления интерференции между крылом и гондолой. На рис. 5 приведены результаты экспериментальных исследований по влиянию положения гондолы относительно хорды крыла на величину прироста сопротивления и подъемной силы модели пассажирского самолета. Здесь же показано расчетное индуктивное сопротивление компоновки. Видно, что наибольшая величина сопротивления достигается тогда, когда гондола расположена непосредственно под крылом. Следует отметить, что такое размещение гондол сопровождается также максимальной потерей подъемной силы. При выдвижении гондолы из этой области как вперед, так и за заднюю кромку крыла, величина сопротивления: существенно уменьшается.

Размещение гондол у задней кромки крыла представляет определенные аэродинамические и конструктивные проблемы, поскольку в данном случае трудно обеспечить эффективность механизации крыла и необходимые характеристики флаттера. Поэтому, на современных дозвуковых пассажирских самолетах нашло широкое применение расположение гондол у передней кромки крыла. Однако, поскольку в этом случае большое выдвижение гондолы сопряжено со значительными конструктивными трудностями, возникают задачи о деформации поверхности крыла с целью компенсации возмущений, вносимых силовой установкой [5]. Поскольку магистральные пассажирские самолеты характеризуются продолжительным крейсерским режимом полета, то задачу такого проектирования поверхности крыла можно рассматривать при фиксированных параметрах полета на режиме максимального аэродинамического» качества. На рис. 6 показан пример аэродинамической компоновки крыла, позволяю* щий исключить влияние гондол двигателей применительно к модели ¿-двигательного самолета. На этом рисунке сплошной линией показано распределение толщин и крутки исходного крыла, а штриховой — крыла, модифицированного таким образом, чтобы распределение давления на нем в присутствии мотогондол и пилонов было как на изолированном. Видно, ято толщина уменьшается между гондолами и увеличивается с правой стороны от каждой ггондолы. Крутка сечений возрастает в области установки гондол. Экспериментальные результаты показаны также сплошной линией для компоновки с исходным крылом и штриховой — для компоновки с модифицированным крылом. При отсутствии гондол двигателей коэффициент сопротивления деформированного крыла превышает сопротивление исходного крыла равного объема, аэродинамическая компоновка которого оптимизирована без учета силовой установки. Однако на крыле с гондолами двигателей рассмотренная деформация крыла обеспечивает заметное снижение коэффициента сопротивления модели.-

Таким образом, применение принципа соответствия элементов поверхности силовой установки местным линиям тока вблизи крыла, выбор положения гондол, деформация поверхности крыла могут заметно повысить совершенство аэродинамической компоновки дозвукового пассажирскрго самолета.

ЛИТЕРАТУРА

1. Кюхеман Д., Вебер И. Аэродинамика авиационных двигателей.— М.: Изд. иностр. лит., 1956.

2. Flechner S. G., Patterson J. С., Fournier J. P. Status report on an investigation of powered nacelles an a high aspekt ratio NASA supercritical wing. Phase II,— NASA CP—2172, 1981.

3. Henderson W. P. and Patterson J. C. Propulsion instul-lation characteristics for turbofan transport. — AIAA Paper 83—0087, 1983.

4. Скоморохов С. И., Теперин JI. Л. Применение панельного метода для расчета распределенных аэродинамических характеристик компоновки крыла с пилоном и гондолой при малых скоростях. — Ученые записки ЦАГИ, 1982, т. 13, № 3.

5. Потапова Л. А., СвириденкоЮ. Н., Теперин Л. Л. Использование решения обратной задачи для проектирования аэродинамической поверхности. — Ученые записки ЦАГИ, 1987, т. 18, № 1.

Рукопись поступила ЦП 1989 г.