CC BY
75
2007
НАУЧНЫЙ ВЕСТНИК МГТУ ГА серия Аэромеханика и прочность
№ 111
УДК 629.735.015
ПОВЫШЕНИЕ ТОПЛИВНОЙ ЭФФЕКТИВНОСТИ ТРАНСПОРТНОГО САМОЛЕТА ПУТЕМ МАЛЫХ ОТКЛОНЕНИЙ
ЗАКРЫЛКОВ И ЭЛЕРОНОВ
Д. О. ЛУШКИН
Статья представлена доктором технических наук, Кощеевым А.Б.
В работе представлены результаты расчетных исследований возможности повышения топливной эффективности транспортного самолета за счет малых отклонений закрылков и элеронов.
Формообразование обводов крыла - определяющий фактор для аэродинамического качества самолета. Модификация профиля может обеспечить значительный выигрыш в топливной эффективности. Полное изменение профилировки требует замены крыла, что для самолета, находящегося в эксплуатации, как правило, экономически не выгодно.
В данной работе проведены расчетные исследования по возможности улучшения показателей аэродинамической (Ктах • М) тах и топливной д [г/(пасс.-км)] эффективности без изменения конструкции крыла, за счет малых отклонений закрылков и элеронов.
Крыло транспортного самолета обладает мощной механизацией, является многозвенным. Изменение положения звеньев друг относительно друга меняет форму профиля крыла и, следовательно, оказывает влияние на аэродинамические характеристики самолета. Таким образом, разработчики авиационной техники пришли к идее адаптивного крыла. Такое крыло требует усложнения системы управления для адаптации по режимам полета и значительной конструктивной доработки, что может оказаться дорогостоящим.
В эксплуатации самолетов для компенсации производственной несимметрии используются малые отклонения органов управления (элеронов или интерцепторов) и механизации (закрылков) - на одной консоли крыла. Отклонения обеспечиваются наземной регулировкой системы управления и остаются постоянными для всех режимов полета. Таким образом, при симметричных отклонениях крыло можно настроить на заданный крейсерский режим полета.
Эффективность модификации зависит от наличия у данной профилировки резервов для улучшения аэродинамических характеристик. Для сверхкритических профилей возможный путь совершенствования - увеличение "заднего нагружения", то есть увеличение кривизны средней линии в хвостовой части. Эпюра профиля изменяется, как показано на рис. 1. В результате снижается волновое сопротивление. Отметим, что средняя линия профиля изменится аналогичным образом при отклонении поверхностей (элерона или закрылков), расположенных на задней кромке крыла (рис. 2 ).
При этом местные углы наклона поверхности увеличиваются только в хвостовой части (Х > 0,8), за пределами сверхзвуковой зоны на крейсерском режиме. Таким образом скоростные характеристики профиля (критическое число Маха Мкр) по крайней мере не ухудшаются. Увеличение несущих свойств профиля приводит к снижению углов атаки при заданном су. Это уменьшает разрежение в местных сверхзвуковых зонах и интенсивность скачков уплотнения на верхней поверхности (рис. 3).
Увеличение заднего нагружения имеет следующие ограничения. Во первых, диффузор-ный отрыв пограничного слоя вблизи задней кромки. Во-вторых, распространение сверхзвуковой зоны к задней кромке крыла с ростом разрежения в диффузорной части и отрывом из-под скачка уплотнения. В-третьих, рост пикирующего момента, что приводит к увеличению потерь на балансировку самолета.
Рис. 1
Рис. 2
хатн
ПРОФИЛЬ ИСХ..Z=.30 ОТГИБ.Э.К.2=
Рис. 3.
Рис. 4
Численное исследование выполнено для крыла транспортного самолета (типа Ту-204). Крыло имеет удлинение 1 = 9, сужение П = 4, стреловидность по четверти хорд %ш = 28°, образовано умеренно сверхкритическими профилями. По задней кромке расположены закрылки и элероны. Закрылки - двухзвенные, кроме области около излома задней кромки, где они однозвенные. Внутренняя секция закрылков - от борта до излома задней кромки, внешняя
секция - от излома задней кромки до ъ = 0,7. (Схему крыла см. на рис. 4.)
Принято решение отклонять только второе звено закрылка ("хвостик"), так как в этом случае не образуются щели и сохраняется гладкость профиля. Углы отклонения элеронов и закрылков менялись в пределах от -3° до 5°, так как отклонения по абсолютной величине большие 5° хорошо исследованы экспериментально (в АДТ) и на всех режимах дают приращения сопротивления.
Для оптимизации отклонения задней кромки использовалась программа расчета невязкого трансзвукового обтекания изолированного крыла методом разностного решения уравне-
ний полного потенциала*. Программа позволяет рассчитывать интегральные и распределенные характеристики обтекания. Тестирование программы, проведенное по результатам продувок в АДТ Т106 ЦАГИ, показало удовлетворительную сходимость.
Г еометрия крыла определялась продольными сечениями, расположенными по потоку.
В каждом сечении задавались: безразмерный эпюрный профиль у = ґ(х), угол установки сечения е(2), координаты передней и задней кромки ур, ух, хр, хх. Безразмерный профиль
представлялся в виде средней линии и симметричном части:
- Yä + Yi
— Yb + Y H
Y ср =- H
2
(о)
2
, где Yb и Y н - координаты верхней и нижней поверхности. Отклонения
органов управления и механизации моделировались следующим образом. Симметричная часть не меняется. Модификации подвергается средняя линия профиля на участке
1 - Ь < х < 1, где Ь - относительная хорда звена закрылка или элерона. Вычисляется смещение задней кромки профиля при отклонении элерона (закрылка) на угол 8: А у = Ь • 1§8. Новое значение координаты средней линии (рис. 1, 2) У ср (1 - Ь < х < 1) = У ср - А у • (X -1 + ь)/ Ь .
Значение угла установки сечения меняется на величину Ае = аг^ (А у ).
При положительных отклонениях органов управления (задняя кромка "вниз") - угол установки увеличивается; при отрицательных (задняя кромка "вверх") - угол установки сечения уменьшается.
Критерием при оптимизации принята сумма индуктивного (схьД волнового(сху) и балансировочного сопротивления.
Для каждого угла отклонения рассчитывались зависимости сху+та = ґ (М) (рис. 5) при су = 0,55 (при су » суКмах). При М = 0,78 и 0,8 строились графики сху+іп<і = ґ (8) и определялось значение 8ор1 (рис. 6).
отклонение закрылков и элерона Cy=.5 5
(отклонение закрылков+элерона)
Cxv+ind
ч
К \ '
hi-' \
\ N ч ~*ч С XV4 і nd(min) у
X
Cxv +in ■\ d (min),
Q
№.78
М=. 80
(Су=. 55 J
М= .78
Рис. 5
opt ~
Рис. 6
3.2
Jopt
3.3
* Игнатьев С.Г., Карась О.В., Смирнов А.В. Расчет полей скоростей около несущего крыла // Труды ЦАГИ. - М., 1990. - Вып. 2465.
Для всех вариантов вычислялись значения коэффициента момента тангажа тъ, необходимые для определения возможных потерь на балансировку (рис. 7).
отклонение закрылков и элерона
20
30 -2 30 1Ж- 0. Ю 2. )0 4. )0 6.І
1 пп ^
15
10
5
К та X
\2
И
\2
'1
1- исход ный ва риант
2-отклонение закрылков и элеронов
М
Рис.7
0.40 0.50 0.60 0.70 0.80 0.90
Рис. 8
Расчет проводился для вариантов отклонения: внутреннего закрылка ("хвостика"); внешнего закрылка ("хвостика"); элерона; внутреннего и внешнего закрылка; внутреннего и внешнего закрылков и элерона.
Для всех вариантов оптимальные углы отклонения составили +2,5° +3,7°. Только для
отклонения внутреннего закрылка оптимальный угол оказался +1,2° +2,2°. Наибольший
выигрыш в индуктивно-волновом сопротивлении получен при отклонении внутреннего и внешнего закрылков и элерона и составил для 8орг при М = 0,78 величину Асху+Іпа = 0,001, а при М = 0,8 величину Ас^+ьа = 0,0019 (рис. 6).
Для варианта оптимального отклонения всех "хвостиков" закрылка (внутренние +1,7°, внешние +3°) и элеронов (+3°) по аэродинамическим характеристикам самолета и результатам проведенного расчета была вычислена величина максимального аэродинамического качества с учетом потерь на балансировку для центровки х т = 0,3 (рис. 8):
Кмах = суКмах /(схКмах — сху+іпа + Асх(ф)Х
где Асх(ф) приращение сопротивления самолета при отклонении стабилизатора:
ф = (ш2(а, х т) + Аш2)/ тф
- балансировочное отклонение стабилизатора, где Ашх - расчетное приращение продольного момента при отклонении задней кромки;
а = а(суКмах) + ( с Ф "ф)/ с у
- балансировочный угол атаки. Выполнялось несколько итераций по ф, а. Величины с ф, с у
шф, шх(а, х т), Асх(ф), суКмах, схКмах - аэродинамические характеристики самолета по летным и трубным испытаниям.
Прирост Кшах (М) от модификации составил (рис. 8): АКшах = 0,31 при М = 0,78; АКшах = 0,72 при М = 0,8; а число Маха, соответствующее (Кшах • М)шах, увеличилось на: АМ^й = + 0,02.
Так как д ~ (Кшах • М)шах, то относительный выигрыш в топливной эффективности составил 3,4 %.
INCREASING FUEL EFFECTIVENESS OF THE AIRCRAFT BY SMALL FLAPS AND
AILERONS DEFLECTIONS
Lushkin D.O.
The results of the calculated research of the possibility of the fuel effectiveness increasing of the aircraft by flaps and ailerons small deflections are shown.
Сведения об авторе
Лушкин Дмитрий Олегович, 1969 г. р., окончил МАИ (1993), аспирант кафедры аэродинамики, конструкции и прочности ЛА МГТУ ГА, начальник бригады отдела Аэродинамики ОАО "Туполев", область научных интересов - аэродинамические характеристики самолета, аэродинамическое проектирование самолета.
