CC BY
320
2009
НАУЧНЫЙ ВЕСТНИК МГТУ ГА серия Аэромеханика и прочность
№ 138
УДК 629.735.01.3:533.6
СОВРЕМЕННОЕ СОСТОЯНИЕ И ПЕРСПЕКТИВА РАЗВИТИЯ
АЭРОДИНАМИКИ
А.Б. КОЩЕЕВ
Традиционная аэродинамика сегодня находится на этапе насыщения, когда каждый позитивный шаг требует все возрастающих усилий и затрат. В авиации наступает эпоха, требующая разработки и внедрения на практике новых прогрессивных методов аэродинамики, которые позволят качественно улучшить летнотехнические характеристики будущих самолетов.
В данном обзоре за критерий оценки общего уровня и состояния аэродинамики принят коэффициент аэродинамической эффективности Ктах • М (произведение максимального аэродинамического качества летательного аппарата на крейсерское число Маха), как обобщенный аэродинамический параметр, определяющий основные летно-технические характеристики неманевренного самолета: дальность полета L, топливную эффективность qт, потребную тягу двигателя Р:
L :: Ктах • М; q т::--1-; P::—1—.
M
Анализируя показатель Ктах • М, можно с удовлетворением отметить, что отечественная аэродинамика успешно развивается, доказательством чего является 15 % прирост коэффициента аэродинамической эффективности для самолетов ГУ-го поколения (рис. 1).
14
£ 12
10
Самолёты IV поколения
Ту-324 О
Ту-334 0
RRJ
• Ту-204-300 Ту-214
• В-757-200
ІЛ-320
Ан-148
B-737
Ту-134
Самолёты III поколения
A-300
Ту-114
ИЛ-76
Ту-204-500Д
Ту-414
• L-1011
• Ту-154 DC-10
- самолёты О - проекты
0,7
0,8 Крейсерское число Маха
Рис. 1. Аэродинамическая эффективность самолетов III и IV поколений
Объективным подтверждением высокого уровня российской школы аэродинамического проектирования являются результаты совместных работ, проведенные в 1990-2000 годах с зарубежными фирмами (Airbus, British Aerospase, Boeing, Alenia). Например, крылья, разработанные отечественными специалистами, по результатам продувок в аэродинамических трубах ЦАГИ и европейского содружества имели существенно лучшие аэродинамические характеристики, чем предложенные иностранными партнерами.
В то же время из хронологии статистических данных мировой авиации (рис. 2) следует, что за последние четверть века прирост аэродинамического качества самолетов уменьшился в 5 7 раз и в настоящий период не превышает 4 % за десятилетие. То есть сегодня традици-
онная аэродинамика, базирующаяся на классических методах и подходах, находится на этапе насыщения - эффект "сжатой пружины", когда каждый позитивный шаг требует все возрастающих усилий и затрат. Этот вывод подтверждает и коэффициент полезного действия работы аэродинамика КПДА - отношение располагаемого аэродинамического качества самолета к его предельному значению [1], который за последние 30 лет существенно вырос и также близок к теоретическому максимуму (рис. 3).
< 1.0
с
и
Рис. 2. Хронология аэродинамического качества самолетов
_ - Ту-204 - — ~ • Ту Ту-324 -334 Ту-414
Ту-134 Ту-154 . - " "
2000 2010 Год разработки
Рис. 3. Аэродинамическое совершенство
Совершенствуя традиционные методы, очевидно, возможно в ближайшие 10 - 15 лет увеличить аэродинамическое качество еще на 7 % 10%, доведя показатель КПДА до значе-
ний 90 % -*■ 95 %. Для этого в арсенале аэродинамика существуют резервы, например, в следующих направлениях.
1. Аэродинамическое проектирование крыла
Основная идеология аэродинамического проектирования крыла заключается в обеспечении крейсерского режима при полетном числе Маха Мп = Морг, соответствующему максимальному значению критерия Ктах • М (рис. 4).
к„ • м
(к™
Рис. 4. Оптимальное число Маха
Сх
Рис. 5. Влияние количества "п" опорных сечений на коэффициент сопротивления
0.9
0.8
0.7
0.6
к
Современное крыло с учетом концевого и корневого эффектов и переменными по размаху, как минимум, двумя параметрами: стреловидность с и относительная толщина с, практически не содержит скользящей части и не соответствует плоскому обтеканию аэродинамических профилей. Кроме того, как показывают расчеты, для получения достоверных результатов необходимо использовать не менее 6 опорных сечений вдоль размаха крыла (рис. 5). Следовательно, для рационального инженерного проектирования и аэродинамического расчета наряду с параметрами плановой проекции (удлинение 1 и стреловидность с) необходимо использовать параметры наполнения крыла, распределенные вдоль его размаха: относительная толщина с ; относительная вогнутость средней линии { и ее положение вдоль хорды Хг, коэффициент заострения передней кромки У0 или радиус носка г .
Сегодня накоплен значительный объем знаний, позволяющий расчетом с достаточной для практики точностью определять влияние плановой проекции крыла (1, %) и относительной толщины крыла ( с ) на аэродинамические характеристики. Но формообразование наполнения крыла, как правило, описывается общим понятием "профили", индексация которых свелась просто к порядковой нумерации (П-150, П-193, П-226 и т.д.) даже без указания геометрических параметров, их определяющих. Очевидно, это явилось следствием выводов по результатам теоретических расчетов, из которых следует, что влияние параметров { и У0 на аэродинамическое качество пренебрежимо мало при отсутствии волнового сопротивления. В то же время многочисленные экспериментальные материалы и инженерные расчеты показывают [2, 3], что величина вогнутости средней линии неплоского крыла и коэффициент заострения передней кромки крыла существенно влияют на аэродинамическое качество (рис. 6, 7).
к
10
' * Л = 2%
і = 0
о плоское крыло • неплоское крыло
0,4
0,6
0,8 М
Усл%
Усл%
0
Рис. 6. Влияние формы срединной поверхности крыла на Ктах
Например, оптимизация срединной поверхности стреловидного крыла при дозвуковых скоростях позволяет увеличить аэродинамическое качество по сравнению с плоским крылом
(Г = 0) на 20 % 30%. Кроме того, срединная поверхность, как элемент формообразования
неплоского крыла, в существенной степени определяет начало и интенсивность скачков уплотнения на его поверхности. Поэтому аэродинамическая деформация оказывает влияние не только на дозвуковое аэродинамическое качество, но и на Мор1. При уменьшении вогнутости средней линии Г и увеличении ее положения от начала хорды ХГ величина Ктах уменьшается, а значение Морг увеличивается.
У
С
0.02
1= 5.3 с=о
» А/
а ■'// !!/'/ / »'■ / /
\‘! / ,1 У
0.01
X
20
40
60
80
100
* ъ 1 =0.3 С2=0.35
■ ' 1 • ' -,г. ,
Расчет
Эксперимент
с2
сх =-*•
1 пХ
0.4
0.8
Рис. 7. Влияние заострения передней кромки крыла на индуктивное сопротивление
Следует вспомнить, что в аэродинамике влиянию срединной поверхности на аэродинамические характеристики всегда уделялось особое внимание. Так в СССР до середины 60-х годов XX столетия применялось четырехзначное обозначение профилей. Например, профиль
с индексом П-2312 имел геометрические параметры Г = 2 %; ХГ = 30 %; с = 12 %. К сожалению, в дальнейшем такая индексация профилей в отечественной практике была утеряна.
В США и в настоящее время применяется 4-х и 5-ти-значное обозначение профилей с обязательным указанием значений Г и ХГ.
Анализ опыта предшественников, современных знаний, а также результатов исследований параметров наполнения крыла позволяет выделить основные геометрические параметры
(ОГП): 1, с, с , Г, ХГ, У0, существенно изменяющие Ктах и Мор стреловидного крыла.
Как видно из табл. 1, влияние ОГП на аэродинамическое качество Ктах при докритиче-ском обтекании (М < Мкр) и Мор носит противоположный характер и, следовательно, обеспечение критерия (Ктах • М)тах является компромиссной задачей. Ее решение заключается в оптимизации формообразующих геометрических параметров с целью обеспечения при полетном числе Маха Мп = Мор максимума показателя Ктах • М.
Таблица 1
\ ОГП 1 и с и с и ^0 и I и хг и
Ктах\ М < М^ и И И и и И
Морг И и И И И и
Т- увеличение ^ - уменьшение
2. Местная аэродинамика
6
4
2
0
0
Для более тщательной отработки зон местной аэродинамики, которая в основном происходит в аэродинамических трубах, необходимо учитывать натурные условия реального самолета: состояние пограничного слоя, масштабный эффект, влияние струй двигателей и др.
Сопротивление малых ортогональных поверхностей (пилоны двигателей, аэродинамические гребни, обтекатели механизмов закрылков, козырьки на фюзеляже,...) можно существенно уменьшить, расположив их под оптимальным углом Ьопт к местной скорости Ум (рис. 8), где Р°ор1 = 0,5 (у0-? %).
Применение горизонтального оперения с профилем отрицательной вогнутости (Г го < 0) уменьшает балансировочные потери при умеренных запасах продольной устойчивости летательного аппарата (рис. 9) [4].
Рис. 8. Схема уменьшения сопротивления ортогональной поверхности
т -0.2 2
Рис. 9. Влияние вогнутости горизонтального оперения на балансировочное качество
3. Летные испытания
Надо более широко использовать материалы летных испытаний, являющиеся "истиной в последней инстанции" для тестирования и корректировки расчетных программ и результатов трубных испытаний. Сравнение аэродинамических характеристик указывает на отличия, которые необходимо учитывать в теоретической и экспериментальной аэродинамике (рис. 10).
Су
Рис. 10. Сравнение летных и трубных испытаний
Из вышесказанного следует, что даже при реализации имеющихся в традиционной науке резервов аэродинамическую эффективность удастся улучшить не более чем на 10 %.
1то=0
0.0
-0.1
Очевидно, в авиации наступает эпоха, требующая разработки и внедрения на практике новых прогрессивных методов аэродинамики, которые позволят существенно улучшить летно-технические характеристики будущих самолетов.
Одним из перспективных направлений является снижение вязкого сопротивления "конструкторским" или "аэродинамическим" путем [5] (рис. 11).
Конструкторское направление
Уменьшение относительной омываемой поверхности
Аэродинамическое направление
Комбинированное управление пограничным слоем
Высоконапорный
трубопровод
Схема "летающее крыло”
"Нормальная" схема
Эжектор
Перфорированный носок кон соли крыла
Су
* Трение скольжения с малым коэффициентом сцепления
Сх
тр
Покрытие малой вязкости
Сх
Рис. 11. Снижение сопротивления трения "Конструкторский" путь подразумевает уменьшение относительной омываемой поверхности 8 ом за счет перехода, в пределе, к схеме "летающее крыло". При практически реальном
уменьшении 8 ом в два раза аэродинамическое качество самолета увеличится на 40 %. Сложность конструкторского варианта в том, что при отработке такой схемы возникает значительное количество проблем по прочности, центровке, внутренней компоновке, устойчивости и управляемости, для решения которых надо привлекать специалистов различных отраслей. Необходимо отметить, что, как показывают расчеты, схему "летающее крыло" технически целесообразно применять для транспортных летательных аппаратов с грузоподъемностью более 35 т или самолетов, что менее рационально, с пассажировместимостью более 400.
"Аэродинамический" путь - создание условий на поверхности самолета, при которых коэффициент сопротивления трения уменьшается за счет изменения кинематических параметров в вязком пограничном слое. Это может быть ламинаризация пограничного слоя, а также покрытия, уменьшающие силы вязкости на поверхности летательного аппарата или устройства, переводящие трение скольжения ламинарного подслоя в трение качения. Результаты расчетных и экспериментальных исследований прогнозируют увеличение аэродинамического качества такого самолета до 20 %.
Существенно снизить сопротивление давления можно за счет резкого увеличения удлинения крыла при включении в его силовую схему композитных полимеров, а также уменьшением интенсивности скачков уплотнения энергетическими методами (рис. 12, 13).
топливную эффективность волнового сопротивления
Насущной задачей аэродинамики является подготовка и настройка специализированных методов и программ, необходимых для оперативной и достоверной оценки нетрадиционных схем летательных аппаратов (рис.14) - ламинарный самолет, самолет с силовой установкой на альтернативном топливе, летающее крыло, схема "дуплан" и др., которые должны появиться в недалеком будущем.
Данные примеры и другие обзорные материалы показывают, что отечественными специалистами подготовлен ряд научно-исследовательских разработок (табл. 2), которые могут поднять аэродинамику самолета на качественно новый уровень. Для того, чтобы эти потенциальные возможности стали реальностью, необходимо объединение усилий специалистов и школ различных направлений и достойное финансирование.
Таблица 2
Перспективные технологии в аэродинамике Выигрыш качества, %
• Уменьшение сопротивления трения
- уменьшение относительной омываемой поверхности 3 о •I- 4 О
- ламинаризация 2 О • 2
- микроэлементы для перехода к трению качения ПС 10 • 15
- покрытия малой вязкости 5 • 10
• Уменьшение сопротивления давления
- увеличение удлинения крыла 10 • 15
- устройства, уменьшающие волновое сопротивление 5 • 0
Рис. 14. Нетрадиционные схемы летательных аппаратов
ЛИТЕРАТУРА
1. Кощеев А.Б. К вопросу оценки аэродинамического совершенства неманевренного самолета // Техника воздушного флота, 1996. Т. ЬХХ, № 1-2.
2. Аэродинамика, устойчивость и управляемость сверхзвуковых самолетов. - М.: Наука, Физматлит, 1998.
3. Кощеев А.Б., Лушкин Д.О. Влияние заострения передней кромки крыла на индуктивное сопротивление / Материалы XV школы-семинара "Аэродинамика летательных аппаратов". - ЦАГИ, 2004.
4. Кощеев А.Б., Рулин В.И., Садеков Х.Б. О целесообразности применения на транспортном самолете горизонтального оперения с несимметричным профилем // Межвузовский сборник "Вопросы анализа и синтеза проектных решений ЛА". - Киев, КАИ, 1985.
5. Кощеев А.Б. Магистральная авиация XXI века - самолет ламинарного обтекания // Аэрокосмический курьер, 1999, № 6.
CURRENT STATE AND PERSPECTIVE OF AERODYNAMICS EVOLUTION
Koscheev A.B.
Today the traditional aerodynamics is at stage of saturation when each positive step requires escalating efforts and expenses. In aircraft an epoch comes with demanding development and putting in to practice of the new progressive methods of aerodynamics which will allow to improve qualitatively the future airplanes performances.
Сведения об авторе
Кощеев Анатолий Борисович, 1940 г.р., окончил МАИ (1965), доктор технических наук, Начальник ПКЦ "Аэродинамика" ОАО "Туполев", автор более 90 научных работ, область научных интересов - аэродинамическое проектирование и определение аэродинамических характеристик.
