CC BY
149
УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ Ц А Г И Том ХШ 1982
ЛЬ 3
УДК 629.735.33.015.3.533.696.12
ПРИМЕНЕНИЕ ПАНЕЛЬНОГО МЕТОДА ДЛЯ РАСЧЕТА РАСПРЕДЕЛЕННЫХ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК КОМПОНОВКИ КРЫЛО С ПИЛОНОМ И гондолой ПРИ МАЛЫХ СКОРОСТЯХ
С. И. Скоморохов, Л. Л. Теперин.
Приводятся результаты расчетного исследования распределения давления по прямоугольному крылу в присутствии гондолы, расположенной на пилоне под крылом. Описывается схема численного расчета по панельному методу, основанному на линейной теории. Показано, что расчетные значения коэффициента давления на крыле удовлетворительно согласуются с экспериментом, за исключением области передней кромки крыла. Вместе с тем расчетные изменения давления на крыле от присутствия гондолы удовлетворительно соответствуют экспериментальным практически по всей хорде, в том числе и вблизи передней кромки крыла.
При проектировании самолетов с двигателями, расположенными в гондолах на пилонах под крылом, актуальным является вопрос интерференции гондолы и пилона с крылом. Для выбора оптимальной формы и расположения этих элементов летательного аппарата, обеспечивающих минимальную вредную интерференцию, необходимо знать условия их обтекания.
В настоящее время появление мощных ЭВМ позволяет наряду с экспериментальными исследованиями использовать для этой цели расчетные методы, в частности, метод аэродинамических коэффициентов влияния или панельный метод. Панельный метод является одним из способов решения задачи обтекания тела потоком газа, при котором потенциал возмущенной скорости заменяется суммой потенциалов аэродинамических особенностей с неизвестной интенсивностью. Интенсивность особенностей определяется из условий непротекания на поверхности обтекаемого газом тела. При правильном выборе типа особенностей и малом влиянии вязкости (безотрывное обтекание) панельный метод, практически не имеющий ограничений на форму исследуемой компоновки, дает, как правило, результаты, удовлетворительно согласующиеся с экспериментальными данными.
В настоящей работе сделана попытка применения панельного метода, основанного на работах [1, 3], для расчета распределенных аэродинамических характеристик компоновки „крыло-гпилон+гондола“.
1. Крыло заменяется системой плоских панелей (7 полос по размаху, 10 панелей по хорде) с распределенными на них вихрями и источниками, интенсивность которых изменяется линейно по хорде и сохраняется постоянной на каждой полосе вдоль размаха крыла.
Пилон представлен вертикальными плоскими панелями источников с линейным вдоль хорды распределением интенсивности. На пилоне располагалось
4X10 панелей. Поверхность гондолы аппроксимировалась набором плоских панелей с источниками постоянной интенсивности (90 панелей). Схема расположения панелей дана на рис. 1. Интенсивность источников крыла и пилона (в соответствии с линейной теорией) принималась пропорциональной местному наклону линии полутолгцины профилей, образующих сечение крыла и пилона. Интенсивность вихрей крыла и источников гондолы определялась из условия непротека-ния, которое выполнялось в контрольных точках крыла и гондолы и соответствовало равенству нулю нормального компонента скорости. Ориентация нормали в контрольных точках гондолы определялась ее геометрическими параметрами и скоростью, индуцированной источниками пилона и крыла. В отличие от работы [2] направление нормали в контрольных точках крыла определялось не только наклоном средней линии профилей, образующих крыло, но и скоростью, индуцированной источниками пилона. Величина коэффициента давления ср определялась по формуле Бернулли.
2. В работе использованы результаты экспериментального исследования распределения давления по прямоугольному крылу X = 5, в средней части которого установлен пилон, несущий гондолу (см. рис. 1).
Эксперимент проведен в ЦАГИ в аэродинамической трубе малых скоростей. Сечение крыла модели образовано по профилю с относительной толщиной стах = 12% и вогнутостью /шах=М8, а сечение пилона —по симметричному профилю с относительной толщиной Стах = 9%. Угол стреловидности пилона 65°. Гондола представляет собой тело вращения без протока с цилиндрической вставкой. Носовой отсек гондолы образован по уравнению у — (2х — х2)0,4, здесь у = 2_у/й, х — дг//и, й — диаметр миделевого сечения, а /н — длина носовой части гондолы. Гондола устанавливалась на пилоне на расстоянии Л = 0,8О между хордой крыла и осью гондолы.
Распределение давления измерялось в трех сечениях по размаху крыла:
7= = 0,048; 0,?: 0,155.
1,2
Илолиродпгннор нрыло
Нрь>ло пилон гондола г-ф-КОИ
Рис. 3
Крыло пилон
Нрыло пилон еондояо
Испытания модели проводились при скорости потока V — 50 м/с, что соответствовало числу Йе — 1,57-106 в диапазоне углов атаки а = 0-г-8°. Распределение давления замерялось на модели с гондолой и пилоном, с пилоном без гондолы, а также по изолированному крылу. При испытаниях модели только с пилоном (без гондолы) на пилон устанавливался специальный обтекатель.
3. Сравнение расчетного и экспериментального распределений давления в сечении г = 0,048 изолированного крыла дано на рис. 2. Видно, что расчетные значения коэффициентов ср удовлетворительно соогласуются с эксперимен-
тальными практически по всей хорде, за исключением области передней кромки, где линейная теория не отражает физической картины течения. Некоторые различия в распределении давления в хвостовой части профиля являются типичными и обусловлены главным образом влиянием вязкости на обтекание крыла. Расчетное распределение давления на крыле при наличии пилона с гондолой согласуется с экспериментальным в такой же степени, как для изолированного крыла (рис. 3). На рис. 4 приведены графики, показывающие приращения давления на нижней поверхности крыла, вызванные присутствием пилона и пилона с гондолой. Из графиков следует, что расчетное приращение давления практически по всей хорде крыла согласуется с аналогичной величиной, полученной экспериментально. Из приведенных материалов видно, что рассмотренный метод расчета правильно отражает изменения в распределении давления на крыле в присутствии гондолы и пилона.
Как пилон, так и гондола практически не влияют на распределение давления по верхней поверхности крыла (см. рис. 2 и 3). На нижней поверхности крыла наличие пилона приводит к перераспределению давления, вызывая некоторое увеличение разрежения в передней части крыла (см. рис. 4). Влияние гондолы на распределение давления по нижней поверхности крыла аналогично влиянию пилона, но более значительно, (см. рис. 4). Малое изменение в распределении давления на верхней поверхности крыла указывает на то, что касательные скорости, индуцированные в контрольных точках крыла источниками пилона и гондолы, пропорциональны изменению интенсивности вихрей крыла при переходе от изолированного крыла к компоновке.
Рассмотренный метод позволяет оценить также влияние крыла на распределение давления по пилону и гондоле. Из сравнения распределения давления по этим элементам в присутствии крыла и без него видно (рис. 5), что крыло существенно изменяет характер распределения на пилоне и гондоле. При малых углах атаки значительное разрежение на нижней поверхности крыла приводит к увеличению разрежения в соответствующих точках пилона по сравнению с пилоном без крыла. С увеличением угла атаки скорости на нижней поверхности крыла уменьшаются, в результате чего уменьшается и скорость обтекания пилона и гондолы. Таким образом, распределение давления на пилоне и гондоле отражает характер распределения на нижней поверхности крыла. Расчеты показывают относительно слабое влияние гондолы на распределение давления по пилону.
ЛИТЕРАТУРА
L Woodward F. A. An improved method for the aerodynamic analysis of wing-body-tail configurations in subsonic and supersonic flow. Part i, II. NACA CR—2228, 1973.
2. Захаров А. Г., Назаров Б. В. Применение панельного метода для расчета аэродинамических характеристик самолета и его элементов при до- и сверхзвуковых скоростях. Труды ЦАГИ. вып. 1942, 1978.
3. Баринов В. А., Г л у ш к о в Н. Н.. Теперин Л. Л. Исследование течения в окрестности концевой части стреловидного крыла. „Ученые записки ЦАГИ“, т. XI, № 2, 1980.
Рукопись поступила 24jXII 1980 г.
