CC BY
87
2009
НАУЧНЫЙ ВЕСТНИК МГТУ ГА серия Эксплуатация воздушного транспорта. Безопасность полетов
№149
УДК: 533.601 (075.8)
ВЛИЯНИЕ ОПЕРЕНИЯ НА АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ ДИРИЖАБЛЯ
НГУЕН КУОК ТХАНГ, Н.В. СЕМЕНЧИКОВ, ЧЫОНГ МИНЬ ТУАН, О.В. ЯКОВЛЕВСКИЙ Статья представлена доктором технических наук, профессором Ципенко В.Г.
Приводятся результаты численных исследований обтекания оперенного корпуса дирижабля дозвуковым потоком вязкого воздуха. Получены данные об аэродинамическом взаимодействии консолей оперения и корпуса дирижабля при малых и больших углах атаки. Показано влияние относительного размаха оперения и его расположения на корпусе на параметры аэродинамического взаимодействия консолей оперения и корпуса дирижабля.
Ключевые слова: аэродинамические характеристики, результаты исследований.
Изучение аэродинамического взаимодействия консолей крыла или оперения летательного аппарата и определение аэродинамических характеристик комбинации крыло-фюзеляж является важной практической задачей при создании облика ЛА. Данному вопросу посвящено большое количество работ [1-3]. Основное внимание в них, как правило, уделялось изучению аэродинамического взаимодействия несущей поверхности и фюзеляжа ЛА в рамках теории тонкого тела [2], справедливой для "тонких" комбинаций удлиненных корпусов и крыльев малого удлинения при малых углах атаки. Распространение результатов теории тонкого тела на "нетонкие" комбинации крыло-фюзеляж проводилось также при малых углах атаки. Хотя в теории тонкого тела форма и размеры поперечного сечения корпуса могут изменяться по его длине, ее основные результаты, касающиеся, например, коэффициентов интерференции приводятся для случая, когда несущая поверхность установлена на той части фюзеляжа, где поперечные размеры сечения корпуса не изменяются [1-3].
Удлинения корпусов дирижаблей Хф , которые проектируются или находятся в эксплуатации, обычно близки к величине Хф = 4...5. Корпуса такого удлинения нельзя считать "тонкими" телами. Кроме того, оперение дирижабля устанавливается на суживающейся кормовой части его корпуса, размеры поперечного сечения которой уменьшаются по мере приближения к его корме. Особенности и параметры аэродинамического взаимодействия несущей поверхности и корпуса в этих условиях рассмотрены еще недостаточно.
Целью данной работы являлось изучение аэродинамической интерференции консолей оперения и корпуса дирижабля классической схемы при малых и больших углах атаки, различных удлинениях консолей оперения и при изменении ряда других факторов. Численные исследования проведены при углах атаки а = 0... 90° в полете без скольжения и числе Рейнольдса, подсчитанном по длине Ь корпуса дирижабля и скорости невозмущенного потока У¥ и равном Яе = 2,47х106.
Исследуемый дирижабль состоял из корпуса и консолей оперения. Гондола дирижабля и винтомоторная группа отсутствовали. Рули находились в неотклоненном положении.
Корпус дирижабля представлял собой гладкое тело вращения с удлинением Хф = 4,5. Координаты контура тела в плоскости хоу, связанной с корпусом системы координат с началом в вершине корпуса, определялись соотношением [4]:
у = 0,972Б[ х (1 - х )(1,5 - х )]1/2, где х = х/Ь, Б - диаметр миделевого сечения корпуса.
Консоли оперения были трапециевидными и имели сужение п = 2,8, угол стреловидности по передней кромке хпк = 50°, угол стреловидности по задней кромке Хж = 0. Удлинение консолей было различным и зависело от рассматриваемого варианта отношения размаха двух консолей оперения с подфюзеляжной частью к диаметру миделевого сечения корпуса l = l/D. Консоли были образованы постоянным по их размаху симметричным профилем серии NACA с относительной толщиной, равной 0,08. Консоли оперения устанавливались на корпусе по схеме на различных расстояниях ха от вершины корпуса. Координата ха отсчитывалась от вершины
корпуса до задней кромки консолей. Ее относительная величина ха = ха/Ь изменялась в пределах X, = 0,829...0,995.
Для решения задачи использовались осредненные по Рейнольдсу уравнения Навье-Стокса, записанные для пространственного случая течения [5] и замкнутые моделью турбулентности «k-s». На поверхности корпуса и консолей дирижабля ставилось условие прилипания, на входе в счетную область задавалась скорость невозмущенного потока. Задача решалась численно. Расчетная сетка имела блочную структуру. Структура счетной области выбиралась из условия минимизации количества ячеек, форма которых ухудшала сходимость и аппроксимацию. Для достоверного определения газодинамических параметров сетка была адаптирована к особенностям течения и имела сгущение у поверхности тела в области пограничного слоя.
В результате расчетов были определены параметры потока в расчетных точках, в связанной системе координат найдены коэффициенты сил и моментов, действующих на рассматриваемый корпус с различными вариантами оперения. Коэффициенты нормальной и продольной сил бы-
2/3
ли отнесены к W , а коэффициенты момента тангажа были подсчитаны относительно центра объема корпуса, располагавшегося на расстоянии 0,45L от его вершины и отнесены к W, где W -объем корпуса. На рис. 1 приведен вид сбоку рассмотренных в работе вариантов оперенного корпуса.
а б
Рис. 1. Вид сбоку на оперенный корпус дирижабля: а - варианты оперения с различным размахом при одинаковом положении относительно вершины корпуса; б - варианты оперения с одинаковым размахом при различном положении относительно вершины корпуса
На рис. 2, 3 изображены расчетные зависимости, позволяющие составить представление о влиянии изменения размаха консолей оперения и их сдвига вдоль корпуса на аэродинамические характеристики оперенного корпуса дирижабля при различных углах атаки. На рис. 2 приведены зависимости Сх = fa), Cy = fa) и mz = fa), полученные для оперенного корпуса с консолями
различного размаха. Относительные величины размаха консолей l = l/D были: 11 = 1,177,
12 = 1,327, l з = 1,478 (на рис.2 справа в рамке у обозначений относительных размахов консолей
Ї] черта опущена). Безразмерное расстояние задней кромки консолей от вершины корпуса составляло х а = 0,892. На рис. 3 показаны аналогичные зависимости при изменении положения консолей на корпусе, но при сохранении размаха консолей неизменным. На рис. 3 у обозначения безразмерного расстояния задней кромки консолей от вершины корпуса х а черта опущена;
на этом рисунке Хаі = 0,829, Ха2 = 0,892, Хаз = 0,995. Отметим, что и в первом и во втором случаях удлинение консолей и их площадь в плане изменяются при переходе от одного варианта к другому.
Рис. 2. Зависимости: а - Сх = Да); б - Су = Да); в - mz = Да) для оперенного корпуса дирижабля с различными вариантами размаха оперения
в
Видно, что когда задняя кромка консолей остается в одном и том же положении по отношению к вершине корпуса, но их размах изменяется, величины коэффициента продольной силы оперенного корпуса изменяются незначительно.
Рис. 3. Зависимости: а - Сх = Да); б - Су = Да); в - ш2 = Да) для оперенного корпуса дирижабля с различными вариантами положения оперения на корпусе
в
При сдвиге консолей вдоль корпуса изменение величин этого коэффициента может оказаться значительным. При этом, когда консоли находятся в среднем положении (х а = 0,892), величины коэффициента продольной силы Сх оказываются минимальными при всех значениях углов атаки а. Коэффициенты нормальной силы Су также зависят от указанных факторов. С ростом размаха консолей они, как и следовало ожидать, растут. Сдвиг консоли вдоль корпуса назад при углах атаки а < 50° почти не отражается на величинах этого коэффициента, а при а >
50° вызывает даже некоторый рост их значений при переходе от переднего (ха = 0,829) к среднему положению (ха = 0,892). Дальнейший сдвиг консолей назад в заднее положение ( ха = 0,995) при а > 50° почти не влияет на величины коэффициента Су, что может быть связано с попаданием части консоли, прилежащей к корпусу, в область кормового срыва на корпусе. Рост размаха консолей и их сдвиг к корме корпуса существенно влияет на величины
коэффициента момента тангажа. Видно, что эти факторы особенно сильно увеличивают величины |mz| при углах атаки а > 20°. Приведенные здесь материалы могут быть использованы для
расчета параметров, характеризующих интерференцию несущих поверхностей и корпуса, например, коэффициентов интерференции, обычно используемых в инженерных методах расчета аэродинамических характеристик оперенных тел.
Рассмотрим пример определения таких параметров. Суммарную аэродинамическую интерференцию оперения и корпуса дирижабля можно характеризовать величинами приращений коэффициентов аэродинамических сил и момента тангажа оперенного корпуса по отношению к величинам коэффициентов этих сил и момента для неоперенного корпуса. Суммарный вклад оперения в аэродинамические характеристики оперенного корпуса дирижабля характеризуется приращениями
ЛСх =Сх — Схизф; ЛСу = Су - Суизф; Лmz = mz - mzизф, 0)
где аэродинамические коэффициенты без индексов относятся к оперенному корпусу, а с индексом "изф" - к неоперенному (изолированному) корпусу дирижабля. Эти приращения учитывают собственные силы и момент консолей оперения, дополнительные силы и момент, возникающие на корпусе в присутствии оперения, и дополнительные силы и момент, возникающие на консолях оперения в присутствии корпуса. Для расчета по формулам (1) коэффициентов ЛСХ, ЛСУ и Лmz значения коэффициентов аэродинамических сил и момента неоперенного корпуса были взяты из работы [6]. На рис. 4 показан пример зависимостей ЛСХ = fa), ЛСУ = fa) и Лmz = fa), полученных для оперенного корпуса с консолями различного размаха. Видно, что зависимости
ЛСх, ЛСу, Лmz = fa, lj ) являются нелинейными, при этом увеличение относительного размаха
консолей оперения l не изменяет характера протекания приращений ЛСх, ЛСу и Лmz по углу атаки. При a < 20° изменение угла атаки не влияет на величины ЛСх. При a > 20° увеличении угла атаки сначала вызывает небольшой рост величин ЛСх, при a = 40° наблюдается их максимум, а при a > 40° рост углов атаки приводит к сильному падению их величин. Увеличение
относительного размаха консолей от 11 до 12 вызывает слабое возрастание ЛСх при всех a. Однако дальнейший рост l вызывает заметное увеличение ЛСх при всех a = Const.
ДСх
alpha
а
Рис. 4. Зависимость а - ДСХ = :Т(а) оперенного корпуса с консолями различного размаха
АСу
2.5 т------
2--------
—•— /1 1
ш /2
/з 1
0.5 -
0 II
О
-0,5 ■
О -0,2 -0,4 -0,6 -0.8 -1 -1.2 -1,4 -1,6 -1.8 -2
в
Продолжение рис. 4. Зависимости: б - ACy = f(a); в - Amz = f(a) оперенного корпуса с консолями различного размаха
Увеличение углов атаки и относительного размаха консолей, как и следовало ожидать, вызывает рост величин коэффициентов АСу и |Amz |. Характер изменения приращений АСу и |Amz |
при a = Const с ростом l зависит от рассматриваемого диапазона изменения угла a. Из графиков на рис. 4 видно, что при a < 20° и при a > 70° изменение АСу и |Amz| в зависимости от l оказывается почти линейным. При 30° < a < 60° переход от консолей с относительным размахом l 2 к консолям с относительным размахом 13 слабо влияет на приращения АСу и в несколько большей степени на | Amz |.
На рис. 5 представлены зависимости АСх, АСу, Amz = f(a), полученные для случая смещения консолей оперения вдоль оси корпуса, но при сохранении одинаковыми их размаха (заметим, что суммарная площадь двух консолей при этом уменьшалась). На рис.4 черта у относительной
координаты ха опущена; при этом ха1 обозначает ха = 0,829, ха2 ха = 0,892, ха3 ха = 0,995. Видно, что смещение оперения из переднего положения в его заднее по потоку положение вызывает существенный рост величин АСх, характеризующих собственную продольную силу четырех консолей оперения и те добавки, которые обусловлены аэродинамической интерференцией консолей и корпуса. Отметим, что этот рост обусловлен и увеличением площади консолей оперения при его сдвиге назад к кормовой точке корпуса. В то же время этот сдвиг практически
б
не влияет на величины коэффициентов ДСу, но так же, как и ДСх, заметно увеличивает прирост модуля коэффициентов \Ашг | при каждом угле атаки с увеличением ха .
Рис. 5. Зависимости ДСХ = Да) (а), ДСУ = Да) (б) и Дш2 = Да) (в) оперенного корпуса при различном положении консолей на корпусе
ЛИТЕРАТУРА
1. Краснов Н.Ф. Аэродинамика. - М.: Высшая школа, 1971.
2. Эшли Х, Лэндал М. Аэродинамика крыльев и корпусов летательных аппаратов. - М.: Машиностроение,
1969.
3. Лебедев А.А., Чернобровкин Л.С. Динамика полета. - М.: Машиностроение, 1973.
4. Фомина Н.Н. Атлас форм корпусов дирижаблей. // Труды ЦАГИ. Вып. 238, 1935.
5. Бондарев Е.Н., Дубасов В.Т., Рыжов Ю.А., Свирщевский С.Б., Семенчиков Н.В. Аэрогидромеханика. -М.: Машиностроение, 1993.
6. Ле Куок Динь, Семенчиков Н.В., Чан Ван Вьет, Яковлевский О.В. Аэродинамические характеристики гладких тел вращения в дозвуковом потоке. // Научный Вестник МГТУ ГА, серия Аэромеханика, прочность, поддержание летной годности ВС, № 141, 2009.
TAILPLANE INFLUENCE ON AIRSHIP AERODYNAMIC CHARACTERISTICS
Nguen Quok Thang, Semenchikov N.V., Chyong Minh Tuan, Yakovlevsky O.V.
The numerical investigation is fulfilled on aerodynamic characteristics of a tailed - body airship in a viscous air flow. The results on aerodynamic interference of tailplanes and airship body are presented. The dependence of the airship aerodynamic characteristics on the tailplane geometry and attitude is shown.
Сведения об авторах
Нгуен Куок Тханг, 1983 г.р., студент-дипломник МАИ (ГТУ), область научных интересов - аэродинамика летательных аппаратов.
Семенчиков Николай Витальевич, 1941 г.р., окончил МАИ им. С. Орджоникидзе (1964), кандидат технических наук, профессор кафедры аэродинамики летательных аппаратов МАИ (ГТУ), автор более 120 научных работ, область научных интересов - вихревые, струйные и отрывные течения, аэродинамика летательных аппаратов.
Чыонг Минь Туан, 1983 г.р., студент-дипломник МАИ (ГТУ), область научных интересов - аэродинамика летательных аппаратов.
Яковлевский Олег Васильевич, 1932 г.р., окончил МФТИ (1955), кандидат технических наук, профессор кафедры аэродинамики летательных аппаратов МАИ (ГТУ), автор более 130 научных работ, область научных интересов - турбулентные струйные течения, аэроакустика, аэродинамика летательных аппаратов и промышленная аэродинамика.
