CC BY
205
2006
НАУЧНЫЙ ВЕСТНИК МГТУ ГА серия Аэромеханика и прочность
№ 97
УДК 533.6; 629.7
РЕЗУЛЬТАТЫ ИССЛЕДОВАНИЙ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА, ВЫПОЛНЕННОГО ПО СХЕМЕ "ЛЕТАЮШЕЕ КРЫЛО”
В.В. ГУЛЯЕВ, Р.Р. ЗАЛЯЕВ, Е.Д. ИКРЯННИКОВ, В.В. КАРПЕНКО, Ю.В. СМЕЛТЕР
Статья представлена доктором технических наук, профессором Желанниковым А.И.
Работа выполнена при поддержке РФФИ, грант № 05-08-33476-А
В статье приводятся результаты расчетных и экспериментальных исследований аэродинамических характеристик летательного аппарата, выполненного по схеме "летающее крыло". Делается сопоставление данных, полученных с помощью линейной математической модели обтекания и при продувках модели в аэродинамической трубе малых дозвуковых скоростей.
В последнее время при разработке компоновки как тяжелых транспортных самолетов, так и малоразмерных беспилотных летательных аппаратов, все больший интерес проявляется к аэродинамической схеме "летающее крыло". Это связано с возможностью реализации у летательных аппаратов (ЛА), выполненных по такой схеме, достаточно высоких несущих свойств и аэродинамического качества, при ограниченных размерах [1, 2]. В данной работе представлены результаты исследования аэродинамических характеристик летательного аппарата, основным элементом которого является крыло малого удлинения (1 » 1,7) с дугообразной передней кромкой.
В начале был проведен расчет аэродинамических характеристик, с использованием линейной математической модели обтекания при дозвуковых скоростях полета [3]. Затем осуществлялись экспериментальные исследования аэродинамических характеристик модели указанного ЛА в широком диапазоне углов атаки. Сравнение расчетных и экспериментальных результатов осуществлялось с целью обоснования применимости метода дискретных вихрей в линейной постановке [3] для определения аэродинамических характеристик ЛА с крыльями сравнительно малого удлинения (1 < 2).
Испытания проводились в аэродинамической трубе малых дозвуковых скоростей Т-1 ВВИА им. Н.Е. Жуковского. Данная труба имеет закрытую рабочую часть восьмигранного сечения с диаметром вписанной окружности 2,25 м и длинной 4,5 м. Максимальная скорость потока в трубе 55 м/с. Степень начальной турбулентности 0,9%. Модель ЛА, схема которой приведена на рис. 1, представляла собой крыло, образованное от сопряжения полуокружности (радиусом 0,25 м) с прямоугольной законцовкой, увеличивающей хорды крыла (на 0,1 м). Расчетная площадь модели в плане ^) равнялась 0,148 м2. Крыло имело несимметричный профиль с закругленной и отогнутой вниз передней кромкой. Относительная толщина профиля в
центральном сечении крыла составляла 14% от длины хорды. Предназначенные для управления ЛА по тангажу элевоны располагались на части размаха задней кромки крыла. На крыле устанавливался киль с удлинением 1к =1,2 и сужением ^к = 2,7. Киль имел угол стреловидности Хп.к к = 30°
S
и относительную площадь = 0,103. В районе концевых
хорд могли устанавливаться концевые аэродинамические поверхности (КАП) с углом поперечного "У" в +22°, которые на рис. 1 показаны пунктирной линией. Во время испытаний скорость в рабочей части аэродинамической трубы составляла 30 м/с, что соответствовало числу Яе = 0,72-106, подсчитанному по длине центральной хорды крыла (Ьо = 0,35 м). Углы атаки (а) изменялись в диапазоне от -6° до 36°. Аэродинамические силы и моменты, действующие на модель, определялись с помощью штатных для данной трубы шестикомпонентных электромеханических весов. Момент тангажа определялся относительно поперечной оси проходящей на удалении в 0,05 м и 0,085 м от носка центральной хорды, что соответствовало 14% и 24% от ее длины, которая и принималась за характерный линейный размер.
На рис. 2 и 3 приводятся полученные расчетным путем зависимости производной коэффициента подъемной силы по углу атаки ( с аа ) и относительного положения аэродинамического фокуса (хр = хр/Ь0) от числа Маха для основного варианта ЛА, а также варианта компоновки с КАП. Кроме того, на этих зависимостях нане-
а —
сены значения суа и х р, полученные в эксперименте при малых углах атаки. Имеет место хорошее согласование экспериментальных и расчетных результатов. Установка КАП с относительно малой площадью ( 8КАП » 0,05) приводит к существенному увеличению несущих свойств и смещению аэродинамического фокуса назад, это позволяет сместить центр масс ЛА назад при сохранении его статической устойчивости. Из представленных на рис. 2 и 3 зависимостей следует, что рост числа М приводит к
а
некоторому увеличению производной с уа и
смещению фокуса вперед, что характерно для крыльев малого удлинения со сравнительно малой стреловидностью передней кромки.
Зависимости изменения коэффициентов подъемной силы и момента тангажа от угла атаки для основного варианта ЛА, полученные в эксперименте и в расчете при неотклоненных и отклоненных на угол - 20° элевонах, приведены на рис. 4 и 5.
Как видно, исследуемая компоновка обладает сравнительно высокими несущими свойствами, что проявляется в достижении Суатах » 1,38 при сохранении роста коэффициента суа вплоть до углов атаки 29°-30°. При неотклоненных элевонах вплоть до углов атаки 22°-25° имеет место хорошее совпадение экспериментальных и расчетных зависимостей суа(а). Полученные в эксперименте зависимости коэффициента момента тангажа от угла атаки носят нелинейный характер и начинают существенно расходится с результатами расчета по линейной теории, начиная с а = 10° - 12°. Такой характер протекания зависимости т2(а), как показали исследования картины обтекания, проведенные с помощью шелковинок, обусловлен формированием на больших углах атаки устойчивого отрывно-вихревого обтекания высокостреловидных концевых частей крыла. Симметричное отклонение элевонов на -20° (хвостиком вверх) приводит к смещению зависимостей суа(а) и т2(а) без изменения углов их наклона, при этом значения коэффициентов подъемной силы уменьшаются, а момента тангажа увеличиваются. Величины изменения этих коэффициентов за счет отклонения рулей, полу-
Рис. 2.
^^ЛА без КАП расчет ^^ЛА с КАП расчет -О—ЛА без КАП—эксперимент ^^ЛА с КАП эксперимент —
в □ р :
о о
0,2 0,4 0,6 0,8 М
Рис. 3.
ченные в эксперименте, существенно меньше, чем в расчете, что связано с развитием срыва потока на рулях, расположенных на крыле с большой относительной толщиной.
Рис. 4 Рис. 5.
У статически устойчивых по углу атаки ЛА, выполненных по схеме "летающее крыло", как правило, имеют место существенные потери несущих свойств и аэродинамического качества за счет балансировки. Это связано с тем, что для осуществления балансировки (приведения момента тангажа к нулю) статически устойчивого ЛА на положительных углах атаки необходимо отклонять рулевые поверхности на отрицательные углы. Такое отклонение органов управления вызывает уменьшение значений коэффициента подъемной силы (см. рис. 4), а это, в свою очередь, приводит к увеличению отвала поляр и уменьшению аэродинамического качества.
На основании результатов эксперимента были найдены значения углов отклонения элевонов, потребных для балансировки ЛА, в зависимости от угла атаки и коэффициента подъемной силы для различных положений оси приведения моментов, а затем определены аэродинамические характеристики ЛА с учетом потерь на балансировку. В качестве примера на рис. 6 и 7 приведены балансировочные кривые 8эв(а) и 8эв(еуа), полученные для модели без КАП при различных положениях оси приведения моментов, а на рис. 8 и 9 даны зависимости суабал(а) и Кбал(суа), построенные с учетом потерь на балансировку.
Рис. 6 Рис. 7
Из анализа приведенных зависимостей следует, что при более переднем расположении оси приведения моментов потребные для балансировки отрицательные значения углов отклонения элевонов выше, а это вызывает большее уменьшение располагаемых значений суабал
и уменьшение аэродинамического качества. Столбчатые диаграммы значений суабал и К maxбал, найденные для рассмотренных вариантов центровки ЛА без КАП, и их сравнение с величинами суаа и Ктах, полученными при неотклоненных рулях, приведены на рис. 10 и 11.
Установка на концах крыла КАП, как отмечалось выше, приводит к увеличению несу-
Рис. 8.
щих свойств и смещению аэродинамического фокуса назад. Поэтому при анализе вариантов компоновки ЛА было проведено сравнение аэродинамических характеристик, полученных с учетом потерь на балансировку при одинаковом запасе статической устойчивости по углу атаки (хР - хоп =сопб1). В частности, на рис. 12 и 13 приведены зависимости суабал(а)и
суабал(схабал) при хр - хоп =3%. Как видно, вариант компоновки с КАП имеет более высокие
несущие свойства и лучшее протекание поляр, особенно при умеренных значениях суабал.
Полученные результаты свидетельствуют, что рассмотренная аэродинамическая компоновка ЛА с крылом сравнительно малого удлинения обладает достаточно высокими несущими свойствами с сохранением роста коэффициента подъемной силы вплоть до углов атаки порядка 28...300. Однако балансировка статически устойчивых летательных аппаратов, выполненных по схеме "летающее крыло", может приводить к существенному ухудшению их основных аэродинамических характеристик.
Как показывает сопоставительный анализ, имеет место хорошее согласование результатов расчетов, полученных с помощью линейной теории, и результатов испытаний в аэродинамической трубе при умеренных значениях угла атаки (а < 10° - 12°). Рассогласование расчетных и экспериментальных данных с ростом углов атаки и при отклонении элевонов, связано с формированием отрывного обтекания крыла малого удлинения. Это позволяет сделать вывод о целесообразности выполнения расчетов по линейной теории на этапе первоначального проектирования летательных аппаратов, когда определяются их общие характеристики при малых углах атаки.
Рис. 12
ЛИТЕРАТУРА
1. Проектирование самолетов; Под ред. С.М. Егера. - М.: Машиностроение, 1983.
2. Аэродинамика и динамика полета магистральных самолетов; Под ред. Г.С. Бюшгенса. - М., ЦАГИ, АВИА-ИЗДАТЕЛЬСТВО КНР, 1995.
3. Математическое моделирование при формировании облика летательного аппарата; Под ред. В. А. Подобедова. - М.: Машиностроение, 2005.
RESEARCHE RESULTS OF AERODYNAMIC CHARACTERISTICS OF THE FLYING DEVICE EXECUTED UNDER THE CIRCUIT "A FLYING WING "
Gulyaev V.V., Zalyaev R.R., Ikryannikov E.D., Karpenko V.V., Smelter Y.V.
Results settlement and experimental researches of aerodynamic characteristics of the flying device executed under the circuit " a flying wing " are given.
Сведения об авторах
Гуляев Вячеслав Валерьевич, 1963 г.р., окончил Харьковское ВВАИУ (1986), кандидат технических наук, старший научный сотрудник, преподаватель кафедры аэродинамики ВВИА им. Н.Е. Жуковского, автор более 100 научных работ, область научных интересов - численные методы механики жидкости и газа, аэродинамика ЛА.
Заляев Руслан Равильевич, 1974 г.р., окончил ВВИА им. Н.Е. Жуковского (2000), начальник лаборатории кафедры аэродинамики ВВИА им. Н.Е. Жуковского, область научных интересов - экспериментальная аэродинамика, аэродинамика ЛА.
Икрянников Евгений Демьянович, 1953 г.р., окончил Рижское ВВАИУ (1975), кандидат технических наук, доцент кафедры аэродинамики ВВИА им. Н.Е. Жуковского, автор более 50 научных работ, область научных интересов - экспериментальная аэродинамика, аэродинамика ЛА.
Карпенко Владимир Викторович, 1968 г.р., окончил Барнаульское ВВАУЛ (1989), ВВИА им. Н.Е. Жуковского (1999), старший научный сотрудник отдела научных исследований ВВИА им. Н.Е. Жуковского, автор более 10 научных работ, область научных интересов - численные методы механики жидкости и газа, аэродинамика ЛА.
Смелтер Юрий Вальдемарович, 1956 г.р., окончил ВВИА им. Н.Е. Жуковского (1984), начальник управления заказов вооружений и авиационной техники, автор более 20 научных работ, область научных интересов - аэродинамика и динамика полета ЛА.
