CC BY
52
УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ ЦАГИ То ом ХХИ 199 1
М2
.УДК 629.735.33.015.3: 533.695.12
ОСОБЕННОСТИ ОКОЛОЗВУКОВОГО ОБТЕКАНИЯ КОМБИНАЦИИ КРЫЛО-ФЮЗЕЛЯЖ БОЛЬШОГО ОТНОСИТЕЛЬНОГО МИДЕЛЯ
О. В. Карась, С. Ф. Коновалов
На основе совместного использования экспериментальных данных и результатов расчетных исследований в рамках циркуляционного обтекания с учетом вязкости на крыле в приближении пограничного слоя рассмотрено влияние относительного миделя на характер до- и закритиче-ского обтекания комбинации крыло—фюзеляж. Рассмотрена эффективность прямостенного зализа. Показано преимущество с точки зрения волновых потерь схемы высокоплан для компоновок с фюзеляжем большого относительного миделя.
Последние годы в практической аэродинамике заметно возрос интерес к компоновкам с очень большим отношением площади миделевого сечения фюзеляжа к площади крыла (5ф), что связано с проведением работ по созданию перспективных тяжелых транспортных самолетов для перевозки крупногабаритных нестандартных промышленных грузов, а также с исследованиями возможного облика пассажирского самолета на водородном топливе с большим объемом топливных баков, расположенных в фюзеляже. Для определения влияния значительного увеличения относительного миделя фюзеляжа на аэродинамические характеристики комбинации крыло — фюзеляж в условиях аэродинамической трубы Т-106 ЦАГИ проводились систематические сравнительные испытания трех компоновок, отличающихся величиной (^ = 7, 20, 30%). Стреловидное крыло (Х1/4=3О0, 1.=9, ц=3,5, ста* = 14,5+10%) во всех трех случаях устанавливалось в положении низкоплан на одинаковом расстоянии от нижней образующей фюзеляжей. Одним из результатов весовых испытаний явилось существенное снижение критического числа М комбинации крыло — фюзеляж большого относительного миделя, полученного согласно критерию ^с*/^М=0,!. На рис. 1 показан прирост экспериментального значения полного сопротивления моделей исследованных компоновок относительно их собственного сопротивления при М", = О,7 (с^ = О,5). Видно, что увеличение 5ф от 7 до 30% сопровождается снижением критического числа М компоновки от МКр = 0.81 до мКр = 0,75, рис. 1. Вместе с тем, экспериментальные
значения мКр , полученные для изолированных фюзеляжей значительно превышают
(более чем на АМ^р = 0,07) аналогичные величины для комбинаций крыло — фюзеляж. Поэтому указанное снижение М^р компоновки, по-видимому, не есть следствие <обственных потерь фюзеляжа, а является результатом интерференции центр°плана крыла с фюзеляжем большого относительного миделя.
Для анализа влияния относительного миделя на аэродинамические характеристики рассмотренных конфигураций проведены расчетные исследования с использованием лрограммы расчета трансзвукового обтекания комбинации крыло — фюзеляж с учетом влияния вязкости. В программе реализован полуобратныи алгоритм вязко-невязкого
Рис. 1
взаимодействия в рамках теории пограничного слоя (подход аналогичный изложенному в работе*). Расчет внешнего невязкого обтекания, проводился на основе численного интегрирования конечно-разностного аналога консервативной формы полного уравнения для потенциала. Расчет трехмерного сжимаемого пограничного слоя на крыле проводился по методу *. Влияние пограничного слоя на внешнее обтекание в процессе вязко-невязких итераций моделировалось протеканием на поверхности крыла. Погра-ннчный слой на. фюзеляже не рассчитывался, его влияние на внешнее обтекание не учитывалось. (Соответственно под сопротивлением, полученным в расчетах, далее следует понимать сумму индуктивного и волнового сопротивления компоновки н профильного сопротивления на крыле.) Расчеты проводились в диапазоне чисел Мое = =0,7+0,84, при фиксированном значении коэффициента подъемной силы Су =0,5 и трубном значении числа КеСАХ = 2,5 Х Ю6. Положение линии перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный задавалось в окрестности минимума эпюры распределения давления.
Некоторые результаты проведенных расчетов приведены на рис. 1—3. Следует сразу отметить, что полученные в расчете оценки волнового сопротивления качественно соответствуют экспериментальным данным (рис. 1) и отражают существенное падение уровня МКр с увеличением миделя фюзеляжа. Вероятные причины более интенсивного в эксперименте прироста полного сопротивления по сравнению с расчетным волновым в случае 5ф=30% рассматриваются ниже.
Расчеты выявили существенное и , в целом неблагоприятное влияние увеличения миделя фюзеляжа на характер распределения давления в сечениях крыла. На рис. 2 приведено сравнение расчетных эпюр распределения давления на режиме, близком к докритическому Мое = О,7. В этом случае увеличение относительного миделя существенно влияет, главным образом, на обтекание центроплана. Например., в корневом сечении г=0,16 прнрост 5ф от 7% до 30% сопровождается трансформацией пикового характера эпюры распределения давления в полочное и увеличением неблагоприятного. положительного градиента давления в кормовой части. При этом общий уровень разрежения на верхней поверхности увеличивается. В срединных и концевых сечениях крыла (2=0,5; 0,8) на режиме Мое =0,7 влияние увеличения площади миделя фюзеляжа невелико. Здесь характер эпюр распределения давления остается достаточно близким, а некоторые отличия в уровне Ср связаны с разницей в углах атаки, обеспечивающих постоянный Су компоновок. На рис. 2 показано, что увеличение миделя фюзеляжа сопровождается перераспределением уровня подъемной силы в сечениях крыла, наблюдается заметный прирост величины сУсеч в корневой области.
На рис. 3 приведены результаты расчетов обтекания исследованных компоновок на режиме Мое = 0,78. Видно, что с ростом числа Мое имеет место значительное усиление неблагоприятного влияния увеличения миделя фюзеляжа на характер обтекания
• К а р а с ь О. В., К ов а л е в В. Е. Применение обратного метода расчета трехмерного пограничиого слоя к задаче обтекаиия крыла с учетом влияния вязкости. - Учеиые заПИСКн . ЦАГИ, 1989, т. 20, № 20. .
М=0,70 ;су=0,5
М""07В ;су=0,5
крыла. Так, в случае 5ф=7% слабый скачок наблюдается только в концевых сечениях, а в, срединных и корневых течение остается бесскачковым. Увеличение же миделя до 5ф = 20, 30% при Мао =0,78 приводит к формированию в срединных сечениях и центроплане развитых сверхзвуковых зон и появлению выраженных скачков уплотнения. При этом, обтекание концевых сечений у таких компоновок становится наоборот близким к бесскачковому, что связано с уменьшением угла атаки, обеспечивающим постоянный полный си=0Д Из приведенных эпюр видно, что при Мм=0,78 увеличение миделя фюзеляжа крайне неблагоприятно сказывается на обтекании корневых сечений (2=0,16). Течение на верхней поверхности этих сечений приобретает ярко выраженный разгонный характер с протяженными по хорде сверхзвуковыми зонами, замыкающимися мощным скачком уплотнения, который индуцирует, как показали расчеты, отрыв пограничного слоя. Именно развитием интенсивного отрыва из-под скачка в центроплане, по-видимому, частично объясняется более крутой прирост полного сопротивления в эксперименте по- сравнению с расчетом у компоновки с 5ф = 30%. Другой' вероятной причиной указанных расхождений является развитие обнаруженного в эксперименте у этой компоновки отрыва в окрестности хвостовой части фюзеляжа.
Сравнение представленных на рИс. 2, 3 зависимостей су=/(г) показывает, что с увеличением числа Мао рост 5ф сопровождается как более значительным перераспределением подъемной силы в область корня, так и некоторым увеличением уровня подъемной силы на крыле при сохранении постоянного полного значения Су компоновки. Последнее, по-видимому, объясняется, во-первых, уменьшением площади крыла, находящейся в потоке при увеличении миделя фюзеляжа. Во-вторых, как видно из эпюр, увеличение сусеч в области стыка связано с ростом разрежения на верхней
поверхности крыла. Поскольку для рассматриваемых компоновок это разрежение реализуется вблизи нижней поверхности фюзеляжа, оно, увеличивая Су сечений крыла, одновременно снижает подъемную силу фюзеляжа. Таким образом, вклад увеличения подъемной силы в корневых сечениях крыла в полный су комбинации крыла — фюзеляж частично компенсируется снижением подъемной силы на фюзеляже.
Следует отметить, что для рассмотренных компоновок характерны так называемые «пазухи» в районе стыка крыла с фюзеляжем: цилиндрическая поверхность фюзеляжа образует с верхней поверхностью кормовой части центроплана расширяющийся канал. Поскольку положение крыла относительно нижней образующей фюзеляжа остается неизменным, увеличение относительного миделя сопровождается углублением «пазух» и формированием более выраженного диффузора. Известно, что при дозвуковом обтекании такая геометрия стыка способствует торможению потока, усилению неблагоприятных положительных градиентов давления в зоне сопряжения и может приводить к диффузорному отрыву пограничного слоя. При закритическом обтекании механизм влияния «пазух», по-видимому, иной. В этом случае диффузор должен способствовать разгону потока, формированию развитой сверхзвуковой зоны в. кормовой части центроплана крыла. Вероятно, этот эффект во многом объясняет наблюдаемую деформацию эпюр распределения давления в корневых сечениях крыла при увеличении относительного миделя фюзеляжа.
Для определения влияния «пазух» на характер закритического обтекания корневых сечений крыла проводились расчеты обтекания компоновки 5ф=ЗО% с прямостенным зализом. На рис. 4 приведены некоторые результаты, соответствующие режи-
М=о,7в,Су=0,5
0,2
0.5
Рис. 4
Рис. 5
0
му Моо = О,78, с„ = О,5 в сравнеши с исходным вариантом. Как и ожидалось, устранение «пазух» оказало благоприятное влияние на обтекание корневых сечений крыла, уменьшив интенсивность скачков уплотнения. При этом несколько снизился уровень. подъемной силы сечений в районе стыка, уменьшилось разрежение на нижней поверхности центроплана. Вместе с тем, скачки на верхней поверхности остались и, в этом смысле, неблагоприятное влияние увеличения относительного миделя фюзеляжа на характер обтекания центроплана крыла в положении низкоплан сохранилось.
На рис. 5 приведены в сравнении результаты расчета обтекания компоновки 5ф = 30% с крылом в положении высокоплан и низкоплан на режиме М»=0,78,си=0,5. Переход к положению высокоплан сильно изменяет характер обтекания корневых сечений. Значительно снижается уровень разрежения на верхней поверхности, где течение становится бесскачковым. На нижней поверхности в центроплане разрежение наоборот увеличивается. При этом происходит существенное снижение нагрузки в корне, что в расчете на заданный с„ компенсируется увеличением с„ сеч в консольной части крыла. Хотя обтекание консольных сечений крыла становится более напряженным, общий уровень волновых потерь для крыла в положении высокоплан заметно ниже, чем в случае низкоплана, что проявляется в более пологом приросте сопротивления (рис. 1, штриховая кривая). Таким образом, в случае фюзеляжей с очень большим относительным миделем схема высокоплан, с точки зрения волновых потерь, может обладать преимуществом. Однако этот вывод требует экспериментального подтверждения.
Рукопись поступила 2/111 1990 г.
