CC BY
70
2015
НАУЧНЫЙ ВЕСТНИК МГТУ ГА
№ 211
УДК 629.7.025
ВЛИЯНИЕ ОТДЕЛЬНЫХ НЕРОВНОСТЕЙ ПОВЕРХНОСТИ ВОЗДУШНОГО СУДНА НА ПРИРАЩЕНИЕ ЕГО СОПРОТИВЛЕНИЯ
Н.И. ЧЕКАЛОВА
Статья представлена доктором технических наук, профессором Ципенко В.Г.
В статье проведено исследование влияния отдельных неровностей поверхности воздушного судна на приращение его сопротивления на примере самолета Ил-76.
Ключевые слова: коэффициент сопротивления, неровности поверхности, воздушное судно.
Известно, что выступающие в поток отдельные неровности (головки заклепок, винтов, уступы, выступы и т.д.) создают дополнительное сопротивление самолета. Это связано, прежде всего, как с перемещением точки перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный, так и с собственным их сопротивлением. Каждая неровность турбулизирует пограничный слой и практически фиксирует на себе положение точки перехода. Переход может не произойти лишь тогда, когда неровность расположена в области очень сильного отрицательного градиента давления, обычно составляющего участок 5^10% хорды крыла. Головки винтов и заклепок, соединения листов обшивки не встык обладают собственным сопротивлением, при расчете которого следует иметь в виду, что высота головки заклепки или толщина листа соизмеримы с толщиной пограничного слоя.
В работе [1] приведена зависимость для расчета приращения коэффициента сопротивления крыла, имеющего площадь 5, от собственного сопротивления одного ряда заклепок
пк 2
Асх з = 1,56—
2
^ 2 2
V X
7
Яе 35(1 - р)
(1)
где п - количество заклепок рассматриваемого ряда; к - высота головок заклепок; х - расстояние ряда заклепок от передней кромки крыла; р - коэффициент давления в месте расположения
заклепок. Расчет числа Рейнольдса производится для характерного размера х Яех = Ух/ V. Если крыло имеет несколько рядов заклепок, то подсчитывается значение выражения в скобках
£| 7 Яе35 (1 - р)
для первого и последнего рядов и для дальнейшего расчета принимается их среднеарифметическое значение. Количество заклепок п соответствует всем заклепкам данного соединения.
Для нахождения значения коэффициента давления р крыла в месте расположения заклепок необходимо выполнить расчет эпюры распределения коэффициента давления для профиля в рассматриваемом сечении крыла. Для расчета эпюры распределения давления по профилю использовался приближенный метод Кюхемана-Вебера [2]. Если все же распределение давления невозможно получить расчетным методом (нет характеристик формы профиля), то можно воспользоваться следующим приближенным соотношением
(1 - р)ср * 1 + 1,5с ,
где с - относительное значение максимальной толщины профиля.
В качестве примера были выполнены расчеты увеличения лобового сопротивления самолета Ил-76 при замене нижней части обшивки крыла. Для крепления заплатки использовались заклеп-
ки, имеющие высоту й=1,5 мм и диаметр ё = 6,8 мм; заклепки располагались на поверхности с шагом 25 мм. Заплатка имела размеры 1500 х 2000 мм и была расположена в районе ЬСАХ (рис. 1).
Рис. 1. Расположение заплатки на части обшивки крыла
Относительная толщина профиля крыла в этом сечении составила С =17,5%. Заплатка была расположена на расстоянии 200 мм от носка крыла. Для ее крепления использовалось 8 рядов заклепок. Всего для крепления заплатки было использовано 640 заклепок. Были рассчитаны значения коэффициентов давления для первого и последнего рядов заклепок (р = -0,11,
Рп = -0,22).
Приращение лобового сопротивления самолета Ил-76 в общем случае будет связано с перемещением точки перехода к переднему ребру заплатки и собственным сопротивлением головок от заклепок. В анализируемом случае рассматривается только приращение сопротивления от выступающих в поток заклепок.
На рис. 2 представлены зависимости, характеризующие в эксплуатационном диапазоне скоростей и высот полета приращение сопротивления ВС, обусловленное наличием заклепок на обшивке крыла.
Анализ приведенных зависимостей позволяет сделать вывод, что зависимость коэффициента Дсхз от числа М имеет характерный вид: быстрое увеличение коэффициента при малых
числах М, а затем постепенное уменьшение темпа нарастания. Увеличение высоты полета приводит к незначительному падению коэффициента, что связано с изменением плотности воздуха по высоте полета. Также установлено, что даже незначительное увеличение высоты головок заклепок приводит к существенному приращению коэффициента .Так увеличение высоты
головки на 10% (с й=1,5 мм до й=1,65 мм) приводит к увеличению Дсхз на 21%.
Ас х 10_Б 5.5 5.4 5.3 5.2 5.1 5.0 4.9 4.8
Я=6000Л£ к= 1,65 мм 1 1 1 _——- 1 | ___—■+——~ ~ 1
: : : :
------Г7 -------1------1------1-----7------
/ \ 'н=д.цИ=%5.\ш \ \__
7 1 1 -----" 1 _1____ _——— Т 1 \ 1
...¡- ______-|--------- 1 1 \ 1
Я=б000_и И=1.5лш
/у' 1 1 1 ■ 1 1 1 1
1 1 1 1 1 1 1 1 1
0 0.1 02 03 0.4 0 5 0.6 0.7 М Рис. 2. Приращение коэффициента лобового сопротивления самолета Ил-76, обусловленное
наличием заклепок
126
Н.И. Чекалова
Таким образом, оценка приращения сопротивления самолета Ил-76, обусловленного наличием выступающих в поток головок заклепок (винтов) может быть выполнена, используя соотношение (1). Анализ влияния на коэффициент Дсхз формы заклепки (винта) показывает, что
определяющим является высота заклепок (винтов).
Выступы или уступы, находящиеся на поверхности ВС, также приводят к дополнительному сопротивлению. Результаты подробных экспериментальных исследований неровностей различных типов (прямые и обратные уступы, клепки, мелкие углубления и т.д.) представлены в работе [3]. Исследования показали, что коэффициент сопротивления каждого типа неровности, отнесенный к площади миделя неровности и скоростному напору набегающего потока, существенно зависит от отношения высоты неровности к толщине пограничного слоя, числа Re и числа М набегающего потока.
Сопротивление неровностей, погруженных в пограничный слой, связано со средним скоростным напором слоя, ограниченного высотой неровности. При высоте неровности, большей толщины ламинарного подслоя, наблюдается закономерность, заключающаяся в том, что коэффициент сопротивления неровности сх , отнесенный к ее площади миделя и среднему значению скоростного напора по высоте неровности, практически не зависит от высоты неровности [3]. Это обстоятельство позволяет ввести предельное значение коэффициента неровности схю .
Из результатов экспериментов было установлено, что на дозвуковых скоростях (М<0,6) предельное значение коэффициента сопротивления уступа зависит только от его конфигурации: для прямого уступа схю*0,42; для обратного уступа схю * 0,23.
Для оценки приращения сопротивления элемента воздушного судна от наличия на нем уступа можно воспользоваться соотношением
" 2
1И
дс = 133с —
дсхсоед 1,33схю
'И^ 2
V х
1
Яе 35(1 - р)
(2)
где I - длина соединения, измеряется по размаху крыла; х - расстояние от передней кромки крыла до передней кромки соединения; Яех = Ух/ V - число Рейнольдса; к - толщина накладываемого листа; р - коэффициент давления в месте соединения; схю - коэффициент, зависящий от типа соединения.
В качестве иллюстрации использования полученной зависимости (2) выполнен расчет приращения сопротивления крыла от заплатки, приведенной на рис. 1. Толщина накладываемого листа изменялась в пределах от 1,0 мм до 2,0 мм. Условия и режимы полета остаются прежними (как и в предыдущем примере). Результаты, полученные при расчетах, представлены графически на рис. 3. Анализ приведенных зависимостей позволяет сделать следующие выводы:
- изменение высоты полета незначительно влияет на приращение лобового сопротивления (изменение высоты полета от Н=0 м до 6000 м приводит к увеличению прироста сопротивления на 3%);
- существенное влияние на приращение сопротивления оказывает толщина накладываемого листа (так увеличение толщины накладки с 1 мм до 2 мм приводит к увеличению приращения сопротивления до 140%);
- применение фаски (^ = 450) на передней кромке листа и фаски (е2 = 150) на задней позволяет существенно уменьшить приращение сопротивления (~ 72%).
ф
10.0
8.0
т
4.0
6.0
2.0
10 0.1 0 2 0.3 0 4 0 5 0.6 0.7М
Рис. 3. Зависимость приращения коэффициента лобового сопротивления самолета Ил-76 от режима полета и толщины накладываемого листа: 1 - Н=6000 м, к=2,0 мм, е= £2=90°; 2 - Н=6000 м, к=2,0 мм, £=45°; £2=15°;
3 - Н=0 м, к=1,0 мм, £1= £2=90°; 2 - Н=6000 м, к=1,0 мм, £1= £2=90°
Полученные соотношения могут быть использованы для расчета дополнительного сопротивления, обусловленного производственными неровностями в зависимости от их геометрических параметров и режимов полета в диапазоне чисел М=0^1 и высот полета #=0^11000 м. Расчеты дают хорошие результаты, если пограничный слой на поверхности ВС близок по своим параметрам к турбулентному на плоской пластине.
1. Ищенко С.А. Методы технической диагностики аэродинамического состояния воздушных судов: дисс. ... д-ра техн. наук. - Киев: КМУГА, 1998.
2. Семитковская Т.А. Методика оценки влияния индивидуальных особенностей на взлетные характеристики воздушных судов: дисс. ... канд. техн. наук. - Киев: НАИ, 2002.
3. Шевяков В.И. Аэродинамические критерии качества внешней поверхности воздушного судна // Научный Вестник МГТУ ГА. - 2011. - № 163. - С. 131-137.
INFLUENCE OF SOME AIRCRAFT SURFACE ROUGHNESSES ON INCREASING ITS DRAG
Chekalova N.I.
The article deals with the investigation of influence of some aireraft surface roughnesses on increasing its drag (Il-76 as an example).
Keywords: resistance coefficient surface roughess, aireraft.
Сведения об авторе
Чекалова Надежда Ивановна, окончила ГПИ им. Т.Г. Шевченко (1983), СибАГС (2003), ведущий инженер кафедры аэродинамики, конструкции и прочности летательных аппаратов МГТУ ГА, автор 9 научных работ, область научных интересов - летная эксплуатация воздушных судов.
ЛИТЕРАТУРА
