Особенности несущих свойств самолетов с крыльями обратной стреловидности при сверхзвуковых скоростях Текст научной статьи по специальности «Физика»

УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ Ц А Г И Том XV 19 84

№ 2

УДК 629.735.33.015.3.022.51.012.021.6

ОСОБЕННОСТИ НЕСУЩИХ СВОЙСТВ САМОЛЕТОВ С КРЫЛЬЯМИ ОБРАТНОЙ СТРЕЛОВИДНОСТИ ПРИ СВЕРХЗВУКОВЫХ СКОРОСТЯХ

А. А. Гладков, Р. А. Ратнер

С помощью панельного метода расчета проведено сравнение распределения подъемной силы по элементам схематизированных самолетных конфигураций с крыльями обратной и прямой стреловидности в сверхзвуковом потоке. Выявлены характерные особенности несущих свойств самолетных конфигураций с крыльями обратной стреловидности.

Несущие свойства самолетов с крылом обратной стреловидности при сверхзвуковых скоростях полета характеризуются рядом особенностей, которые можно изучить на примере расчета схематизированной самолетной конфигурации, состоящей из простых элементов, с использованием панельного метода [1] по плоской схеме (рис. 1). В литературе имеется большое число примеров расчета схематизированных самолетных конфигураций и их элементов, в которых, главным образом, иллюстрируются возможности различных методов. Настоящая работа, в отличие от указанных, посвящена, в основном, сравнению несущих свойств самолетных конфигураций с крыльями обратной и прямой стреловидности.

Рассмотрены самолетные конфигурации с клыльями прямой (схемы 1, 2, 3) и обратной (схемы 1а, 2а, За) стреловидности без горизонтального оперения (схемы 1, 1а), с горизонтальным оперением нормальной схемы (3, За) и в схеме ,,утка“ (2, 2а). Стрелкой на рис. 1 указано направление полета.

Стреловидность, удлинение и сужение крыла составляют соответственно: X = + 45°, X = 2, ■>1=1, оперения — х = 38,5°, А = 4, -г\ = 1, фюзеляж взят относительно тонким. Примененная расчетная схема позволяет выявить основные качественные особенности образования подъемной силы на рассматриваемых самолетных конфигурациях,но следует иметь в виду, что она „размазывает* разрывы в распределении параметров.

Для самолета без оперения с крылом прямой и обратной стреловидности (схемы 1, 1а) значения с“ М (здесь и далее отнесенные ко всей площади крыла, включая подфюзеляжную часть) практически одинаковы (рис. 2). Этого можно было ожидать на основании теоремы обратимости. Однако распределение нагрузки (величина Су (л:)) вдоль фюзеляжа в этих двух случаях сильно различаются (рис. 3, координата х отнесена к хорде крыла). На носке фюзеляжа в обоих случаях реализуется подъемная |сила, быстро спадающая по длине фюзеляжа к нулевому значению. Основные особенности проявляются в области интерференции фюзеляжа с крылом: вместо привычной для крыльев прямой стреловидности (схема 1) картины, когда подъемная сила на фюзеляже начинает развиваться от носика бортовой хорды, достигает максимума в области прихода возмущений от носика концевой хорды и затем медленно спадает по длине фюзе-

ляжа, для крыльев обратной стреловидности (схема 1а) при дозвуковых передних кромках подъемная сила появляется перед носиком бортовой хорды, резко возрастает, достигая максимума в пределах бортовой хорды, и затем резко уменьшается вплоть до появления небольших отрицательных значений. Изменение положения крыла вдоль фюзеляжа и изменение носовой и хвостовой частей фюзеляжа приводят к относительному смещению описанной картины распределения нагрузки вдоль фюзеляжа. Если длина фюзеляжа недостаточно велика, то при этом может исчезнуть область отрицательных значений су (х) в хвостовой части зависимости су{х). Хотя значения с“ для схем 1 и 1а почти одинаковы,

Схемы 1,2 Схемы 1а., 2а.

Схема, і Схема За.

Рис. 1

доли подъемной силы, создаваемые крылом и фюзеляжем, в этих случаях различаются (см. таблицу).

Наличие оперения, установленного по схеме „утка" (схемы 2, 2а на рис. 1), приводит к изменению подъемной силы конфигурации. Подъемная сила, создаваемая оперением, очевидно, одинакова для крыльев прямой и обратной стреловидности (см. таблицу). На крыле прямой стреловидности при наличии оперения (схема 2) происходит уменьшение подъемной силы. Однако общая подъемная сила конфигурации увеличивается за счет оперения, к тому же происходит некоторое увеличение подъемной силы фюзеляжа. В случае крыла обратной стреловидности (схема 2а) также происходит увеличение общей подъемной силы (рис. 2), обусловленное прежде всего появлением подъемной силы на оперении.

Изменения подъемной силы на крыле обратной стреловидности и фюзеляжа при наличии переднего горизонтального оперения (таблица, схемы 1а, 2а) существенно меньше, чем соответствующие изменения в конфигурации с крылом прямой стреловидности (схемы 1, 2) и в меньшей степени сказываются на изменении суммарной подъемной силы (схемы 2, 2а). В результате подъемная сила в схеме с крылом прямой стреловидности увеличивается на меньшую величину, чем в схеме с крылом обратной стреловидности (см. рис. 2), и рассмотренная схема 2а с крылом обратной стреловидности оказывается более благоприятной по своим несущим свойствам, чем схема 2 с крылом прямой стреловидности.

са У Схема 1 Схема 1а Схема 2 Схема 2а Схема 3 Схема За

Крыло 2,92 2,67 2,35 2,61 2,802 2,704

Оперение — — 0,748 0,748 0,155 -0,226

Фюзеляж 0,328 0,435 0,346 0,49 0,413 0,401

Конфигурация 3,248 3,105 3,444 3,850 3,37 1,88

-1а. — Рис. 3

Рис. 2

С увеличением числа М разница между несущими свойствами обеих конфигураций уменьшается. Распределение подъемной силы (величины су (г)) по размаху крыльев прямой и обратной стреловидности при наличии оперения в схеме „утка“ существенно перестраивается (рис. 4, координата г отнесена к полуразмаху крыла). Область на крыле, где происходит резкое изменение характера нагрузки, соответствует попаданию на крыло концевых вихрей, сходящих с оперения.

Распределение давления вдоль хорд крыльев прямой и обратной стреловидности, а также влияние на распределение давления горизонтального оперения в схеме .утка", показаны на рис. 5, где приведена разность коэффициентов давления на верхней и нижней поверхности крыльев (координаты х отнесены к величинам хорд соответствующего сечения по г, координаты г отнесены к полуразмаху крыла).

М=1,2 ,ос = 0,1

-----схема 1 (без горизонт ильного ------------схема 1а (без горизонталь-

оперения) ного оперении)

-----схема 2 (полная конфигурация)------------схема 2 а (полная конфигурация)

Рис. 4

М=і,і;а*о,і

------схема la (повная конфигура- ------схема la. (полная конфигу-

ция) рации

Рис. 5

В схемах с обычным расположением горизонтального оперения крыло обратной стреловидности (схема За) не только потеряло свои преимущества перед крылом прямой стреловидности (схема 3), но и привело к заметному ухудшению несущих свойств конфигурации (см. рис. 2). Это связано прежде всего с появлением отрицательной подъемной силы на горизонтальном оперении за крылом обратной стреловидности (см. таблицу). Здесь проявляются те же причины, которые приводят к появлению отрицательных нагрузок в хвостовой части фюзеляжа для схемы 1а. Величина нагрузки на оперение зависит от его положения вдоль фюзеляжа, но на разумных расстояниях от крыла остается отрицательной, Рассмотренные особенности несущих свойств самолетных конфигураций имеют общее значение, выходящее за рамки конкретных изученных схем, в отличие, например, от характеристик типа продольного момента и подобных ему, которые в существенно большей степени зависят от индивидуальных особенностей схемы.

ЛИТЕРАТУРА

1. Гладков А. А. Расчет аэродинамических характеристик летательного аппарата,—Труды ЦАГИ, 1975, вып. 1648.

2. Аэродинамика частей самолета при больших скоростях./Под ред. Доновэн А. Ф., Лоуренс Г. Р.—М.: Изд. иностр. лит., 1959.

3. Нильсен Дж. Н. Аэродинамика управляемых снарядов,— М.: Оборонгиз, 1962.

4. Woedward F. A., Tinoco Е. П., Larsen J. W. Analysis and design of supersonic wing-body combinations, including flow properties in the near field, part. I — Theory and Applications. — NASA CR-73106,

1967.

5. Белоцерковский С. М., Кудрявцева Н. А., Федотов Б. Н. Метод расчета аэродинамических характеристик крыльев сложной формы в плане с дозвуковыми передними и задними кромками,— Изв. АН СССР, МЖГ, 1969, т. Ill, IV, № 2.

6. Carmichael R. L. A critical evaluation о! methods for computing wing-body interference at supersonic speeds.—ICAS Paper N68—08,

1968.

7. Ashley H., R о d d e n W. P. Wing-body aerodynamic interaction.— В сб.: Annual Review of Fluid Mechanics, 1972, vol. 4.

8. Woodward F. A. An improved method for the aerodynamic analysis of wing-body-tail configurations in subsonic and supersonic flow. — NASA CR-2228, May 1973.

9. Tinoco E. N., Johnson F. Т., Freeman J. М., Application of higher order panel methods to realistic supersonic configurations. — Journal of Aircraft. 1980, vol. 17, N 1.

10. Иринархов В. А. Аэродинамические нагрузки на кормовой части фюзеляжа за стреловидным крылом в сверхзвуковом потоке.—Ученые записки ЦАГИ, 1982, т. XIII, № 4.

Рукопись поступила I6jII 1982 г