Влияние оперения на эффективную тягу реактивных сопл ВРД Текст научной статьи по специальности «Механика и машиностроение»

УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ Ц А Г И Т ом X 19 7 9

№ 1

УДК 629.7.015.3.036:533.695.7

ВЛИЯНИЕ ОПЕРЕНИЯ НА ЭФФЕКТИВНУЮ ТЯГУ РЕАКТИВНЫХ СОПЛ ВРД

Б. И. Михайлов, Е. В. Павлюков

Представлены результаты экспериментальных исследований интерференции реактивного сопла ВРД с хвостовым оперением при трансзвуковых скоростях внешнего потока (М^ = 0,6 — 1,14). Найден коррелирующий параметр и определено его критическое значение, которое отделяет область, где интерференция увеличивает эффективную тягу, от области, где интерференция уменьшает эффективную тягу сопла.

Эффективность работы сопла воздушно-реактивного двигателя (ВРД) в значительной степени определяется конкретной компоновкой двигателя на самолете. Опыт создания некоторых зарубежных самолетов [1] показал, что недостаточные знания истинного сопротивления хвостовой части мотогондолы в конкретной компоновке на самолете является одним из основных источников несовпадения расчетных и действительных характеристик самолета. Особенно велико это несовпадение при трансзвуковых скоростях полета.

В настоящее время пока нет достаточно надежных методов расчета эффективной тяги сопл в натурных компоновках, когда вблизи среза сопла находятся хвостовое оперение, балки и другие элементы планера самолета. Эффективная тяга сопл в этих условиях определяется в основном экспериментально.

Некоторые результаты по исследованию интерференции реактивных сопл и хвостового оперения были получены в работах [2, 3]. Для анализа экспериментальных данных в этих работах был использован так называемый „закон площадей". Было показано, что минимальным сопротивлением обладает та компоновка хвостового оперения и реактивного сопла, при которой получается наиболее плавное изменение площади поперечного сечения. Таким образом, использование „закона площадей" дало возможность качественно оценивать сопротивление различных компоновок реактивного сопла и хвостового оперения. Для количественной оценки сопротивления различных компоновок возникает необходимость применения какой-либо характеристики распределения площади поперечного сечения. В частности, в работах [4, 5] для обобщения экспериментальных данных по определению сопротивления изолированных хвостовых частей мотогондол был использован параметр, представляющий собой среднюю скорость изменения площади поперечного сечения по длине.

В настоящей работе этот параметр был модифицирован применительно к хвостовым частям фюзеляжей с хвостовым оперением, что позволило обобщить результаты экспериментальных исследований 22 различных компоновок реактивного сопла с хвостовым оперением и силовыми балками. В результате определены критические значения модифицированного корреляционного параметра,

которые разделяют область, где интерференция увеличивает эффективную тягу, от области, где интерференция уменьшает эффективную тягу сопла.

1. Исследования моделей хвостовых частей фюзеляжа проводились в аэро-

динамической трубе с перфорированной рабочей частью диаметром 800 мм в диапазоне чисел Мга = 0,6 — 1,14. Модели устанавливались на осевую цилиндрическую державку, которая закреплялась в форкамере аэродинамической трубы. Отношение площади миделя моделей к площади поперечного сечения рабочей части аэродинамической трубы было равно Рм!Рр ч = 0,015. Пограничный слой на осевой цилиндрической державке перед моделью был полностью турбулентным, его толщина потери импульса составляла 0,019 — 0,024 от радиуса миделя, число Ие внешнего потока, рассчитанное по диаметру миделя моделей, равнялось (1 2) • 10е.

Исследовались осесимметричные сужающиеся хвостовые части фюзеляжа ■с относительным удлинением /хв/£>м = 1,8 — 3,0 и относительной площадью донного среза = 0,18 — 0,6. На хвостовые части устанавливалось вертикаль-

ное и горизонтальное хвостовое оперение симметричного профиля с острыми кромками, относительная толщина которого изменялась от 5 до 12Н хорды. В некоторых компоновках на осесимметричную хвостовую часть фюзеляжа устанавливались силовые балки, применяющиеся на самолете для размещения механизмов управления горизонтальным оперением.

На фиг. 1 приведены эскизы исследованных моделей, а также распределения площади поперечного сечения эквивалентного тела вращения, представляющей собой сумму площадей поперечных сечений изолированной хвостовой части фюзеляжа с соплом, хвостового оперения и балок. Реактивное сопло в исследованном диапазоне перепадов давления в реактивной струе работало на автомодельном режиме.

При испытаниях моделей проводились измерения распределения статического давления по поверхности хвостовой части фюзеляжа и оперения, а также измерение с помощью тензовесов осевой силы, действующей на модель при истечении реактивной струи.

Для оценки и сравнения характеристик реактивных сопл в компоновке с хвостовой частью самолета используется понятие эффективной тяги:

= ^ИЭМ + ^хв '^"инт>

здесь /?изм —тяга сопла, измеренная тензовесами; Ххв — внешнее сопротивление контрольной хвостовой части фюзеляжа без оперения или с оперением; Х°с — внешнее сопротивление сопла, измеренное без реактивной струи, и — дополнительный член, связанный с интерференцией сопла с хвостовым оперением, поскольку сочетание независимо измеренных величин тяги сопла и сопротивления хвостовой части не дает истинного значения эффективной тяги сопла. В свою ■очередь, слагаемое -Хинт состоит из сопротивления, связанного с интерференцией реактивного сопла с элементами оперения, сопротивлений, связанных с интерференцией сопла с реактивной струей, донными областями и т. п. В данной работе рассматривается одна из составляющих Хинх — сопротивление, связанное с интерференцией реактивного сопла с хвостовым оперением и балками. Результаты исследований представлены в виде потерь эффективной тяги сопла, связанных с интерференцией сопла с хвостовым оперением и балками:

®^инт = (Яэф Я,ф)/Яид. где /?*ф — эффективная тяга с оперением (контрольная хвостовая часть фюзеля-с оперением); /?эф — эффективная тяга сопла без оперения (контрольная хвостовая часть фюзеляжа без оперения), — идеальная тяга сопла.

Исследования проводились при нулевых углах атаки и отклонения плоскостей оперения. Относительное полное давление в реактивной струе при всех числах Мдз было равно 4,0 — значению, характерному для исследованного диапазона скоростей внешнего потока.

2. Распределение давления вдоль образующей хвостовой части фюзеляжа с оперением в присутствии реактивной струи представлено на фиг. 2. Обтекая •сужающуюся хвостовую часть, внешний поток вначале разгоняется, а затем, начиная примерно с относительной площади ^,-^м = 0,7, тормозится. Чем больше число внешнего потока и чем больше угол сужения хвостовой части, тем сильнее разгоняется и тормозится внешний поток. При определенных условиях торможение потока приводит к отрыву пограничного слоя от поверхности хвостовой части фюзеляжа, что вызывает дополнительное увеличение сопротивления последней.

Горизонтально оперение Хбостодая

I , балки

Вертикальное оперение

Горизонтальное

'ГХ

0,4 0,8 1,2 1,6 2,0 2,2 2,8

Вариант Вер ЕX СР

2-1 п 0,62

2-2 30 V

0,4- 0,8 1,2 1,6 2,0

Вариант Оперение Валка ®СР СР

1-1 Оперение 0 0,62

1-2 14 0,705

1-3 16 0,89

1-4 18 0,90

1-5 24 0,68

1-6 + * § * *5 § + 0 0,79

1-1 14 0,87

1-8 16 0,86

1-3 18 0,857

1-10 24 0,80

1-11 Чз 53 + * !+ 0 0,64

1-12 п 0,80

1-13 16 0,87

1-П 18 0,998

1-15 24 1,11

Вариант Фн ('X СР

3-1 - 0,46

3-2 0,95 0,63

3-3 1,29 0,72

3-4 1,63 0,55

3-5 2,09 0.51

Фиг. I

Обтекание хвостовой части фюзеляжа с оперением в первом приближении может быть оценено с помощью закона площадей [2, 3]. Согласно закону площадей, сопротивление хвостовой части фюзеляжа с оперением близко к сопротивлению эквивалентного тела вращения. Установка оперения на хвостовую часть

фюзеляжа соответствует увеличению угла сужения хвостовой части эквивалентного тела, что означает, что на хвостовой части происходят более интенсивный разгон и торможение потока (см. фиг. 2).

Рассмотрим влияние установки на хвостовую часть оперения и балок на донное давление. На фиг. 3 приведены приращения донного давления при установке оперения. Видно,что диапазон изменения донного давления в зависимости от формы хвостовой части, оперения и балок довольно широк. При дозвуковых числах внешнего потока и небольших углах сужения хвостовой части и

сопла (меньше 14°) донное давление у моделей с оперением и балками выше, чем у моделей без оперения. При больших углах сужения установка на хвостовую часть оперения и балок приводит к значительному снижению донного давления, особенно при числах Мт, близких к 1,0. Для корреляции полученных в экспериментах данных предлагается

использовать параметр , представляющий собой среднюю скорость измене-

ср

ния площади поперечного сечения эквивалентного тела вращения:

ср

ср

ср ■

йХ

В отличие от параметра, использованного в работах [4, 5], здесь берется абсолютное значение производной йр^Х. Это связано с тем, что тело вращения, эквивалентное моделям с оперением, имеет участки с выпуклым контуром, а значит, знакопеременную производную от площади поперечного сечения. Поэтому для учета вклада этих участков в общее сопротивление необходимо использовать при определении параметра абсолютное значение произ-

СР

водной.

На фиг. 4 в зависимости от параметра Рх приведены приращения дон-

ср

ного давления на срезе хвостовых частей фюзеляжей при установке оперения Ард при различных числах Мот внешнего потока. Видно, что для каждого числа Мм существует некоторый диапазон значений Рх , при котором имеет

место положительное приращение донного давления, составляющее, например, при числе Мсо= 0,9 0,015/^ (р^ — статическое давление в набегающем потоке),

и есть диапазон значений параметра Рх , при котором приращение донного давле-

СР —*

ния становится отрицательным. Такое поведение Ар. по параметру Рх можно

ср

объяснить тем, что при малых значениях параметра, которые соответствуют малым углам сужения эквивалентного тела вращения, установка оперения на хвостовую часть фюзеляжа увеличивает эти углы, а донное давление, как известно [6], с ростом угла сужения (до отрывного) осесимметричного тела возрастает. При дальнейшем увеличении угла сужения хвостовой части фюзеляжа

(увеличении параметра Рх ) внешний поток отрывается от поверхности хвосто-

ср

вой части, приращение донного давления начинает уменьшаться и при некотором, назовем его критическим, значении параметра Рх приращение донного

Ср

давления становится равным нулю, а затем вследствие усиления отрыва потока донное давление начинает интенсивно уменьшаться.

Аналогичный характер имеет и поведение потерь эффективной тяги сопла# связанных с интерференцией реактивного сопла с хвостовым оперением 5/?инх в зависимости от параметра Рх (фиг. 5). Для каждого числа М существует

Ср

некоторый диапазон изменения параметра Рх , в котором потери эффективной , ср ' тяги В/?инт отрицательны. Это означает, что установка оперения на хвостовую

часть приводит к благоприятной интерференции. При значениях параметра Рх ,

ср

больших критического, установка оперения на хвостовую часть приводит к увеличению потерь эффективной тяги сопла, связанных с интерференцией сопла и хвостового оперения.

На фиг. 6 показаны критические значения параметра Рх в зависимости

ч>

от числа Мю. Как для донного давления, так и для потерь эффективной тяги $/?*нт критические значения параметра практически совпадают. На фиг. 6 приведены также значения углов сужения хвостовой части фюзеляжа, при которых возможен отрыв потока от поверхности [7]. Видно, что зависимость параметра Р% от числа аналогична зависимости углов сужения хвостовых частей,

при которых происходит отрыв потока от поверхности. По оценке работы [7] при числе = 1,0 поток отрывается от поверхности осесимметричной хвосто-

вой части фюзеляжа при угле сужения, равном 4° — 5°, критическое значение

параметра Ру при числе Мот = 1,0 также соответствует среднему углу сужения ср

хвостовой части примерно 5°. Для числа Мсо = 0,8 соответствующие значения углов сужения составляют 10°—12,5° по данным работы [7] и 13° — по параметру /=•* .

Лср

ЛИТЕРАТУРА

1. Exaust system Interaction program chapter 1-17. The Boeing Company, D162-10467-11, 1973.

2. Migdal М. V., G о 1 e s w о r t h у G. T. Optimizing exaust-noz-zle/airframe thrust minus drag. „SAE Paper", N 68294, 1968.

3. Berrier B. L. Effect of empennage interference on single-engine afterbody/nozzle drag. „А1АА Paper", N 75-1296, 1975.

4. Glasgow E. R., Santman D. M. Aft-end design criteria and performance prediction methods applicaple to air superiority fighters having twin buried engines and dual nozzles. „А1АА Paper", N 72-1111, 1972.

5. S w a v e 1 у С. S., S о i 1 e a n J. F. Aircraft afterbody/propulsion system intergration for sow drag. „А1АА Paper", N 72-1101, 1972.

6. Соколов В. Д. Донное давление на срезе осесимметричных тел с центральной реактивной струей. „Ученые записки", т. 2, № 4, 1971.

7. Internal Aerodynamics Manual. Vol. II. „North American Rocwell Corporation", NR 6811-434, 1970.

Рукопись поступила lOjl 1978 г.