CC BY
61
2009
НАУЧНЫЙ ВЕСТНИК МГТУ ГА серия Аэромеханика и прочность
№ 138
УДК 629.735.015
ОЦЕНКА ВЛИЯНИЯ БАРЬЕРНОГО ЛЬДА НА ЛОБОВОЕ СОПРОТИВЛЕНИЕ САМОЛЕТА ТУ-334
Н.А. БОРИСОВА
Статья представлена доктором технических наук Кощеевым А.Б.
Разработанная инженерная методика позволяет оценить влияние барьерного льда на коэффициенты лобового сопротивления, в частности, применительно к самолету Ту-334.
Одной из проблем, возникающих при использовании противообледенительной системы (ПОС) основных аэродинамических поверхностей планера, является образование барьерного льда, что в первую очередь связано с недостаточной эффективностью ПОС.
Форма, размеры и масса барьерного льда определяются количеством воды, затекающей за зону обогрева, которая рассчитывается как разница между количеством улавливаемой воды и воды, испаряемой с обогреваемой поверхности. Кроме того, формы и размеры барьерных льдообразований в существенной степени зависят от режима полета и конфигурации самолета. При попадании воды на обогреваемую поверхность и неполном испарении происходит ее сдув, при этом интенсивность сдува зависит от многих факторов: скорости воздушного потока, интенсивности улавливания воды, температуры поверхности. На основании экспериментальных данных принято, что при водности W = 0,15 г/м 2,5 г/м на верхней поверхности (положительный угол атаки профиля) относительная интенсивность сдува воды (тот.сд = тсдв/Мв) при положительной температуре поверхности составляет 30 % 40 %, на
нижней поверхности - 20 % 30 %. Количество воды, затекающей за зону обогрева, опреде-
ляется как разница между количеством улавливаемой воды и воды, испаряемой с предкрылка, при установившемся распределении температур поверхности в нормируемых условиях обледенения. При этом рассматривается только та часть поверхности предкрылка, температура которой больше 0°С.
Рост толщины льда происходит по нормали к поверхности профиля. Как правило, барьерное льдообразование имеет форму, близкую к треугольной с наклоненной по потоку лобовой поверхностью.
Расположение, формы и размеры барьерного льда на поверхности крыла самолета Ту-334 оказывают значительное влияние на аэродинамические характеристики, особенно лобовое сопротивление.
Для расчетов приращения коэффициента лобового сопротивления Асх были использованы 3 варианта возможных образований барьерного льда для максимальных длительных условий обледенения, наиболее критичных с точки зрения влияния льдообразований на аэродинамические характеристики самолета на режимах "Ожидание" (рис. 1, вар. 1 - 2 при разных температурах окружающей среды) и "Набора высоты" (рис. 1, вар. 3).
Барьерные льдообразования можно разбить на два основных вида:
1 вид - "треугольные" - (рис. 1 вар. 1, 3);
2 вид - "клиновидные" - (рис. 1 вар. 2).
Для расчета приращения коэффициента лобового сопротивления в качестве базовых использовались зависимости Асх = Г(Ь/8, М) по оценке неровностей типа "прямой" и "обратный" уступ, разработанные в ЦАГИ [1].
В данном исследовании имитаторы барьерного льда представлялись как неровности типа "прямой и обратный уступ" с фасками. Использовались эмпирические зависимости
схн = А(Ъ/8,М), где сх - сопротивление неровности, отнесенное к ее миделю, И - высота неровности, 8 - толщина пограничного слоя в месте расположения неровностей, М - местное число Маха, полученное расчетом по программе решения уравнения полного потенциала для крыла. Экспериментальные данные экстраполированы с помощью кубической зависимости на величину И/8 ® 2. Предполагается, что, начиная с И/8 = 2, величина схн, отнесенная к собственному миделю неровности, постоянна. В нашем случае И/8 > 10:
Рис. 1
V
2
(И/8)эксп ■
В модифицированном к формам барьерного льда алгоритме произведено объединение исходных уравнений, введены корректирующие коэффициенты, учитывающие углы наклона кромок обводов барьерного льда.
В результате преобразований получены следующие формулы: для 1 типа барьерных льдообразований:
АСхбар.льда = °,97^Ибар.льда 5мидбар.лвда (0,78Ш0пр + 00бр ); (1)
для 2 типа барьерных льдообразований
АСхбар.льда _0,97^Ьбар.ЛЬда Бмицбар.льда(О,7з1п0пр +1,3з1п0обр) . (2)
Для оценки достоверности результатов расчетов по предлагаемому алгоритму, совместно со специалистами ЦАГИ, был провецен расчет сопротивления барьерного льда по уравнениям Навье-Стокса. Сравнение результатов показало удовлетворительную сходимость (рис. 2, 3).
1 - без имитатора льда
2 - с имитатором барьерного льда вар. 1
3 - с имитатором барьерного льда вар. 2
4 - с имитатором барьерного льда вар. 3
Рис. 2 Рис. 3
На основании проделанной работы можно видеть, что величина сопротивления барьерного льда соизмерима с величиной сопротивления льдообразований на передней кромке крыла для соответствующих режимов полета, что влечет за собой существенное увеличение лобового сопротивление и, как следствие, увеличение расхода топлива. По результатам данной работы предусмотрена доработка ПОС предкрылка самолета Ту-334 в целях увеличения ее эффективности.
ЛИТЕРАТУРА
1. Аэродинамика, устойчивость и управляемость сверхзвуковых самолетов; Под ред. Г.С. Бюшгенса. - М.: ЦАГИ, 1998.
EVALUATION OF THE ICING INFLUENCE ON THE DRAG COEFFICIENT OF THE TU-334 AIRCRAFT
Borisova N.A.
The possibility of the preliminary évaluation of the icing influence on the drag coefficient of the Tu-334 aircraft is examine in the work.
Сведения об авторе
Борисова Надежда Анатольевна, окончила МАИ им. С. Орджоникидзе (1994), аспирантка МГТУ ГА, инженер-конструктор ОАО "Туполев", область научных интересов - аэродинамические характеристики самолета при полетах в условиях обледенения, обеспечение безопасности при полетах в условиях обледенения.
