Влияние боковой балансировки на расход топлива самолетов Текст научной статьи по специальности «Механика и машиностроение»

2005 НАУЧНЫЙ ВЕСТНИК МГТУ ГА № 84(2)

серия Аэромеханика, прочность, поддержание летной годности воздушных судов

УДК 629.735.015

ВЛИЯНИЕ БОКОВОЙ БАЛАНСИРОВКИ НА РАСХОД ТОПЛИВА САМОЛЕТОВ

С.Ю. СКРИПНИЧЕНКО

Статья представлена доктором технических наук, профессором В.Г. Ципенко

Рассматривается влияние боковой балансировки из-за несимметрии тяги боковых двигателей, "ножниц" элеронов и различий в размахе левого и правого крыла на прирост лобового сопротивления самолета

Возникновение прироста коэффициента лобового сопротивления на боковую балансировку происходит в основном при несимметрии тяги боковых двигателей, наличии "ножниц" элеронов и несимметрии выпуска или уборки закрылков, несимметрии в размахе крыльев, различии в нивелировочных характеристиках правого и левого крыльев.

Прирост лобового сопротивления на боковую балансировку зависит от сочетания трёх параметров: отклонения элеронов Дэ, отклонения руля направления Дн и наличия угла скольжения ß, поэтому в общем случае имеется оптимальное сочетание этих углов для каждого эксплуатационного случая, соответствующее минимуму лобового сопротивления, а следовательно, и минимуму прироста расхода топлива.

Оптимальное сочетание угла скольжения ß, положения руля направления Дн и положения элеронов d можно выбрать, исходя из следующего условия

АСХбок =DCX (M, ß, а, Д Д) = min, (1)

или

АСхбок =ACxß(M,ß,a) + АСхн(М,аД) + АСхэ (М,а,Д), (2)

где АСХб - прирост коэффициента лобового сопротивления самолета из-за необходимости

боковой балансировки; АС^ - прирост коэффициента лобового сопротивления самолета из-за наличия угла скольжения ß; АС^ - прирост коэффициента лобового сопротивления самолета из-за отклонения руля направления; АСХ - прирост коэффициента лобового сопротивления

самолета из-за отклонения элеронов.

Зависимости для АСХь, АСХэ, АСХн устанавливаются в результате продувок моделей в аэродинамических трубах или расчетов на основе приближенных методов.

Из анализа системы уравнений боковых сил и моментов [1]:

mß ß + тДДэ + тДДн =А Шх ,

mßß + шДДн + шДд = шут, , (3)

cß ß+СДЧ+Сg=0

где ДшХ - коэффициент бокового момента из-за "ножниц" элеронов, "несимметрии" закрылков и других факторов, Шу - коэффициент момента рыскания из-за "разнотяговости" двигателей и других факторов.

Методика определения оптимального сочетания параметров Дн, Дэ и ß следующая.

Для ряда ту или АтХ находится ряд сочетаний параметров в, ёэ, Y, ён для условия боковой балансировки. Далее определяются для найденных сочетаний величины ЛСХбок = ЛСХв+ЛСХэ + ЛСХн и находятся значения ёэ opt, ён opt, соответствующие минимуму

АСхбок: ёэ opt = /1(М,а),^н opt = /2(M,«), bopt = f3(M,a) для конкретн^1х значений тут или Amx .

Наиболее часто встречается в эксплуатации первый из перечисленных выше случаев - раз-нотяговость боковых двигателей. Влияние дисбаланса тяги левых и правых двигателей было рассмотрено в опубликованной ранее работе с участием автора [2].

Для оценки влияния боковой балансировки на прирост лобового сопротивления на балансировку в условиях горизонтального установившегося полета в системе уравнений (3) было принято для компоновки самолета с четырьмя двигателями:

myT = 1 ' 2 2 = 0,0025Cxu (ЛР1/1 + АР/), (4)

ЛР/1 +APJ

~qs

где Сх - исходное значение коэффициента лобового сопротивления

- 1 - 1 — Р — Р

11 = 12 = АР! =----------1-; ЛР2 =-------------------------------2-. (5)

1 1 1 0,5( Р1 + Р4) 2 0,5( Р2 + Р3)

Принимаем, что полет происходит без крена, т.е. у=0, поэтому / = -(—/"/ —ь) • Ян.

В этом случае величина угла отклонения руля направления Ян равна:

ту

Ян =-----------------—6--------\---------—6-------= А1 • «1. <6»

т^н — тР ?------+ т^Э ------ (тР ?------т$н )

У У -/ У т8эК у -/ X ’

где «1 = ЛР4Х +Щ12-;

=______________________0,0050______________________

1 = -?н я 1 , / -?н ,

ё В С 7 ё 1/ В С 7 ё \

ту ‘ - тУ ту ’ тё (тУ тх н}

ён

*Х

1 ё В С н ёэ =-J- (тё - тХ Св)ён = A ён = A1 • П1 • A2;

_Z_

m? СВ

Л

(7)

а2 = т■— т/ 7/ )•

тх С

Прирост коэффициента лобового сопротивления из-за необходимости боковой балансировки определяется в процентах от исходного значения Сх :

- ЛСх

ЛСх =—я100, (8)

х ЛСх

хи

Сн

где ЛСхя=ЛСхян +ЛСхяэ ^^х^

ЛСхян = Вф1 (9)

ЛСхэ = В2^э + ВзЯэ2.

ЛСх/ при малых значениях в < 0,5° принимается равным 0, поэтому

ЛСхЯ = В1(А1 • «1)2 + В2 • А1 • А2 • «1 + В3(А1 • А2 • «1)2 = В2 • А1 • А2 • «1 + (В1 + В3 • А2)(А1 • «1)2 (10)

Влияние несимметрии тяги двигателей на дополнительный прирост расхода топлива рассмотрено для случая крейсерского полета при ряде заданных отклонений оборотов второго контура двигателей от исходных, выраженных в процентах. При этом рассмотрено два случая:

1 - одновременное отклонение оборотов крайнего правого и крайнего левого двигателя от исходного на заданные величины;

2 - одновременное отклонение оборотов внутреннего правого и левого двигателя от исходного на одинаковые величины: Лп = 0,5; 1,0; 1,5; 2,0 %.

Л? %

К /

2\/

О 0.5 1 1.5 2 2.5 3 АП %

На

Рис. 1. Влияние разнотяговости (Л/нд) боковых двигателей на прирост расхода топлива:

1 - для компоновки самолета с четырьмя двигателями под крылом;

2 - для компоновки самолета с двумя двигателями по бокам фюзеляжа

Исследования показали, что прирост коэффициента лобового сопротивления на крейсерском режиме при отклонении оборотов внешних или внутренних двигателей на Ал =1 % в среднем составляет Ад ~ 1,5 %.

Влияние увеличения отклонения разницы оборотов крайних двигателей от исходных, например, до Ал =2 % приводит к относительному увеличению расхода топлива на балансировку

до 5,2 %. Установлено, что прирост Ад для самолетов с двигателями по бокам фюзеляжа в несколько раз меньше, чем для компоновок с двигателями под крылом.

С целью оценки точности установки режимов работы двигателей была проведена статистическая обработка величин оборотов второго контура правых и левых двигателей Д-30КУ на примере самолетов Ил-62М при полетах на международных воздушных линиях. Данные расшифровок записей МСРП-64 по выборочным данным этой обработки замеров параметров на международных трассах показывают, что разница в установке оборотов по внешним и внутренним двигателям достигала до Ап = 3 : 4 %. Среднее абсолютное значение отклонения оборотов по наружным и внутренним двигателям составляло Ап = 1,0 %.

Также проведено исследование влияния "ножниц" элеронов на прирост лобового сопротивления и расход топлива.

Д? %

2.5

2

1.5

1

0.5

0 1 2 3 4 5 6 7 ДЭ1,мм

Рис. 2. Влияние «ножниц» элеронов на прирост расхода топлива:

1 - при оптимальном положении угла скольжения Ьопт ’

2 - при отсутствии угла скольжения Ь = 0

При решении системы уравнений (3) для указанного случая были определены балансировочные углы отклонения элеронов и руля направления в функции от угла скольжения, а также определены АСХб к и Ад .

Установлено, что наличие несимметричной навески органов управления крыла является причиной увеличения расходов топлива: чем больше «ножницы» в навеске элеронов, тем больше прирост относительного лобового сопротивления и относительного прироста расхода топлива на боковую балансировку. Например, при технологическом допуске по элеронам +2 мм; -4 мм, расстояние между задними кромками элеронов в пределе может достигать 6 мм, что приводит к наличию постоянного поперечного момента и дополнительного отклонения

управляющих поверхностей, что в свою очередь приводит к дополнительному расходу топлива около 1,6%.

В условиях реальной эксплуатации «ножницы» элеронов практически могут не лежать в пределах допуска, а достигают больших величин, что приводит к ещё большему приросту лобового сопротивления.

Разница в размахе левого и правого крыльев также является одной из причин вредного скольжения и дополнительного лобового сопротивления. Такой технологический дефект вызывает, хотя и незначительное увеличение площади одного полукрыла и уменьшение другого, что также приводит к наличию дополнительного постоянного бокового момента. При технологическом допуске несимметричного размаха ±12 мм в предельном случае одно крыло может быть "длиннее" другого на 24 мм. Результаты расчетов показывают [2], что перерасход топлива в этом случае составляет приблизительно 0,2-0,5 % от исходного часового расхода, если асимметрия находится в пределах допуска, т.е. возникает перерасход топлива того же порядка, что и при наличии «ножниц» элеронов.

ЛИТЕРАТУРА

1. Остославский И.В. Аэродинамика самолета. - М.: Оборонгиз, 1957. - 560 с.

2. Скрипниченко С. Ю., Сергеев В. И., Ударцев Е. А. Влияние боковой балансировки, вызванной асимметричными условиями полета самолета, на изменение сопротивления и увеличение расхода авиатоплива // Труды РКИИГА. - Рига, 1987. - С. 66-73.

INFLUENCE OF SIDE BALANCING ON A FUEL RATE OF AIRPLANES

Skripnichenko S.Yu.

The influence of the side balancing has been considered on the fuel saving on the conditions of asymmetric engine

thrusts and ailerons " scissors"

Сведения об авторе

Скрипниченко Станислав Юрьевич, 1935 г.р., окончил МАИ (1959), кандидат технических наук, старший научный сотрудник, ученый секретарь ГосНИИ ГА, автор более 170 научных, работ, область научных интересов - эксплуатация воздушного транспорта, динамика полета, аэродинамика, экономика воздушного транспорта.