Оценка аэродинамических характеристик летательного аппарата при полете в условиях обледенения Текст научной статьи по специальности «Механика и машиностроение»

Том XLV

УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ ЦАГИ

2014

№ 6

УДК 629.735.33

ОЦЕНКА АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА ПРИ ПОЛЕТЕ В УСЛОВИЯХ ОБЛЕДЕНЕНИЯ

Н. А. БОРИСОВА, Д. В. ГОРЯЧЕВ, А. Б. КОЩЕЕВ

Дано описание методики оперативного определения изменения аэродинамических характеристик летательного аппарата при полетах в условиях обледенения. Предложенные зависимости базируются на данных, полученных по результатам трубных и летных испытаний самолетов с имитаторами льда и в условиях естественного обледенения. Применение методики наиболее целесообразно на начальных этапах проектирования.

Ключевые слова: методика, обледенение, крыло, аэродинамические характеристики, оперативный расчет, летные испытания, имитаторы льда, толщина льда.

УСЛОВНЫЕ ОБОЗНАЧЕНИЯ

максимальный коэффициент подъемной силы «чистого» самолета критический угол атаки «чистого» самолета максимальный коэффициент подъемной силы самолета со льдом критический угол атаки самолета со льдом коэффициент сопротивления «чистого» самолета коэффициент сопротивления самолета со льдом толщина льдообразования, м

Пилотирование воздушного судна в условиях обледенения относится к наиболее опасным и сложным режимам. При полете самолета в облаках переохлажденные капли воды, сталкиваясь с поверхностью летящего самолета, замерзают и образуют ледяные отложения на различных его частях. Обычно обледенению подвергаются передние кромки основных несущих аэродинамических поверхностей, таких как крыло, вертикальное и горизонтальное оперение, лобовые стекла, стеклоочистители, отклоненные элементы механизации и органы управления, входные кромки

КОЩЕЕВ Анатолий Борисович

доктор технических наук, заместитель начальника ПКЦ «Аэродинамика» ОАО «Туполев»

с.

у тах

а.

кр

с,

у тах л акр.л Сх -

сх л

Пл —

БОРИСОВА Надежда Анатольевна

главный специалист, заместитель начальника отдела ОАО «Туполев»

ГОРЯЧЕВ Дмитрий Владимирович

инже нер-ко нструктор ОАО «Туполев»

о 1 2 3 4 5 6 7 8 Я, км

Рис. 1. Зависимость вероятности обледенения ст от высоты полета Н

Таблица 1

Метод Трудоемкость, чел/ч Точность, %

Эксперимент в аэродина- 10 000 < 3

мической трубе

Программный расчет 1000 < 5

Оперативный инженерный 50 — 100 5 — 10

расчет

воздухозаборников, лопатки входного направляющего аппарата двигателей, датчики восприятия сигналов пилотажно-навигационного оборудования и антенны радиосвязного оборудования.

Степень обледенения самолета зависит не только от его геометрических параметров, но и от сочетания режима полета (скорость и высота) с такими факторами, как температура, водность, размер облачных капель и протяженность зоны обледенения.

Наиболее интенсивное обледенение передних кромок несущих поверхностей летательного аппарата происходит на высотах 2 — 4 км в зоне облаков с водностью выше 0.5 г/м3 при отрицательной температуре до -10° C (рис. 1).

Накопление льда на крыле вызывает прирост сопротивления, понижает коэффициент максимальной подъемной силы и соответствующий ему угол атаки [1], поэтому одной из основных задач исследования проблем обледенения является определение влияния льдообразования на аэродинамические и летные характеристики самолета.

Существующие методы, такие как эксперименты в аэродинамических трубах, летные испытания, расчетные программы требуют высоких затрат материальных и трудовых ресурсов (табл. 1). Их результаты используются после выбора облика и обводов самолета на этапе рабочего проектирования и постройки. На начальной стадии проектирования целесообразно применять инженерные методы оценки, позволяющие оперативно, но с достаточной точностью прогнозировать аэродинамические и летно-технические характеристики и принимать решения о необходимости применения противообледенительной системы.

Созданная в ОАО «Туполев» методика оперативно-инженерного расчета (ОИР) для оценки аэродинамических характеристик в условиях обледенения основана на анализе материалов трубных и летных испытаний летательных аппаратов с имитаторами льда и в условиях естественного обледенения, а также физических закономерностей обтекания уступов, расположенных на передней кромке крыла.

В процессе исследования были сгруппированы различные формы льда с учетом его размеров и по степени влияния на аэродинамические характеристики самолета для основных режимов полета летательного аппарата в условиях обледенения, регламентируемых нормативными документами [2, 3]: набор высоты (НВ) — пролет 2 км зоны по вертикали; режим ожидания (РО) — полет в зоне аэродрома в течение 45 мин; горизонтальный полет (ГП) — пролет 200 км зоны на высотах меньших 9000 м. В табл. 2 приведены принятые типовые среднестатистические толщины льдообразований, характерные для соответствующих режимов полета.

Для выявления закономерности влияния обледенения, образующегося на крыле самолета, на аэродинамические характеристики было проведено обобщение статистических материалов, а также комплексный анализ летных и трубных испытаний с имитаторами льда различного типа в сравнении с самолетом без обледенения. На рис. 2, 3 в качестве иллюстрации приведены результаты летных испытаний самолетов Ту-214, Ту-334.

В качестве обобщающего геометрического параметра

Таблица 2

льдообразования принят коэффициент

h = cos х (рис. 4),

где кл [м] — максимальная толщина льда, измеренная по нормали к обводу носка продольного сечения крыла;

Тип льда Толщина льда кл, мм

Набор высоты 20

Режим ожидания 75

Горизонтальный полет 40

Рис. 2. Влияние имитаторов льда на коэффициент подъемной силы (летные испытания самолета Ту-214)

Рис. 3. Влияние имитаторов льда на коэффициент подъемной силы (летные испытания самолета Ту-334)

1л [м] — длина зоны расположения льда вдоль передней кромки; [м] — площадь крыла; X [град] — стреловидность крыла по передней кромке. На рис. 4 показана геометрия имитатора льда при виде в плане и в разрезе.

Анализ исследуемых данных позволил выявить основные физически предсказуемые закономерности.

При показателе геометрического параметра к > 0.005 уменьшение максимального коэффициента подъемной силы с, тах за счет льдообразования — величина практически постоянная (рис. 5).

При увеличении с, тах «чистого» самолета относительные потери от льдообразования уменьшаются (рис. 6).

Рис. 4. Геометрические параметры обледенения

Рис. 5. Влияние относительного параметра льдообразования к на коэффициент максимальной подъемной силы су тах

0.5

•1 •• ф « •

Рис. 6. Отношение максимального коэффициента подъемной силы самолета со льдом и «чистого» самолета

С увеличением числа Маха разница в максимальном коэффициенте подъемной силы с, тах безо льда и в условиях обледенения уменьшается (рис. 7).

На основе полученных закономерностей разработан алгоритм оценки коэффициента максимальной подъемной силы в условиях обледенения с, тах л:

с — с

у тах л у тах

• ^ • ^ при h > 0.005;

Су тах л — Су тахР " 200h (1 - ^ )] ^ при h < 0.005.

l.S

1.4

0.6

♦

♦ ■ ■ 1

1

♦ сутзх U c j max л

м

0 025 0.5 0.75 1

Рис. 7. Изменение максимального коэффициента подъемной силы по числу М

12

02

0.4

0.8

М

Рис. 8. Коэффициент учета изменения су «чистого» самолета

Рис. 9. Коэффициент учета изменения су max л от числа М

Графические зависимости эмпирических коэффициентов кл(су max) и £м(М), учитывающих изменение коэффициента су max л от коэффициента Су max «чистого» самолета и числа М соответственно, представлены на рис. 8 и 9.

Для построения зависимостей изменения коэффициента подъемной силы и момента тангажа по углу атаки в условиях обледенения Су л и mz л, соответственно, используется прием, показанный на рис. 10.

Нелинейная часть исходного графика Су(а) в диапазоне от су н до су max скользит вниз по линейной части графика су(а) до уровня су = су max л. Тем самым формируется график изменения су в условиях обледенения от угла атаки и его характерные точки:

су max л; апр л; ан л.

Практически аналогичным образом определяется зависимость изменения коэффициента продольного момента по углу атаки в условиях обледенения mz л(а): нелинейная часть mz(a) в диапазоне а > ан смещается вдоль его линейной части на величину Да = апр - апр л.

Значения приращения коэффициента лобового сопротивления за счет обледенения, полученные в летных и трубных

Рис. 10. Схема построения графиков

су л (а), mz л (а)

от с

у max

испытаниях, удовлетворительно аппроксимируются степенной функцией, характерной для расчета сопротивления уступов [4] с эмпирическим коэффициентом 3.2:

Дсх л = 3.2Н - 4/3 (рис. 11).

По разработанной методике был проведен расчет влияния обледенения на аэродинамические характеристики самолета Ту-154. Для оценки точности данного расчета было прове-

к

о 0.005 0.01 0.015 0.02 дено сравнение с экспериментальными данны-

Рис. 11. Зависимость приращения коэффициента лобового ми. Эксперимент проводился в аэродинамиче-сопротивления Дсх л от параметра льдообразования к ской трубе Т-101 ЦАГИ для модели самолета

Ту-154 с имитаторами льда. Из рис. 12 видно, что результаты расчета имеют удовлетворительную сходимость с экспериментальными данными.

Рис. 13. Зависимость коэффициента подъемной силы су от рис. 12. Зависим°сгь к°эффициента подъемной силы су угла атаки а «чистого» (без льда) самолета и при полете со от угла атаки а (самолет Ту-154 для льда типа РО)

льдом

О.Об

- без льда со льдом

1 О 1 / / / / / / 5 2

--0.06 г *

¿г — без льда со льдом

//

Рис. 14. Зависимость коэффициента продольного момента ш2 от угла атаки а «чистого» (без льда) самолета и при полете со льдом

Рис. 15. Зависимость су = /(сх) «чистого» (без льда) самолета и при полете со льдом

По разработанным алгоритмам составлена программа расчета, позволяющая уже на начальных этапах проектирования летательного аппарата проводить оперативную оценку влияния льдообразования на продольные аэродинамические характеристики. В качестве иллюстрации на рис. 13 — 15 приведены зависимости Су(а), су(сх), шг(а) для крыла с геометрическими характеристиками х = 30°, X = 6.4 и типом льда НВ (режим набора высоты) с относительным параметром И = 0.0005.

ВЫВОДЫ

1. Анализ полученных результатов показал удовлетворительную сходимость расчетных характеристик и характеристик, полученных в АДТ.

2. Методика может быть использована для предварительной оценки аэродинамических характеристик на этапе аванпроекта.

3. Характеристики должны уточняться в процессе дальнейшего проектирования с использованием точных расчетных методов и путем продувок аэродинамических моделей.

ЛИТЕРАТУРА

1. Борисова Н. А., Кощеев А. Б., Крупник А. Л., Андреев Г. Т., Левченко В. С. Влияние обледенения на аэродинамические характеристики современных самолетов // Полет. 2006. № 3.

2. Авиационные правила. Часть 25 «Нормы летной годности самолетов транспортной категории».

3. Федеральные авиационные правила «Подготовка и выполнение полетов в гражданской авиации Российской Федерации».

4. Аэродинамика, устойчивость и управляемость сверхзвуковых самолетов / Под ред. Г. С. Бюшгенса. — М.: Физматлит, 1998.

Рукопись поступила 3/УП 2013 г.