CC BY
86
УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ Ц А Г И Том XVI 1985
№ 1
УДК 629.735.33.015.3.533.632
ВЫБОР ФОРМЫ СРЕДИННОЙ ПОВЕРХНОСТИ ПИЛОНОВ И УГЛОВ УСТАНОВКИ МОТОГОНДОЛ под крылом ДОЗВУКОВОГО САМОЛЕТА
С. И. Скоморохов, Л. Л. Теперин
Изложен метод построения срединной поверхности компоновки «пилон—гондола двигателя». Приведены результаты экспериментального исследования в аэродинамической трубе модели дозвукового самолета с тремя вариантами компоновки «пилон—гондола», отличающихся степенью деформации срединной поверхности пилона. Показано, что наибольшим аэродинамическим качеством обладает компоновка с промежуточной степенью деформации (ц«0,5).
Аэродинамическое согласование крыла с силовой установкой, расположенной на пилоне под крылом, является актуальной задачей проектирования дозвуковых пассажирских и транспортных самолетов. Благодаря продолжительному крейсерскому режиму полета этих типов летательных аппаратов, задачу проектирования можно рассматривать при фиксированных параметрах полета на режиме максимального аэродинамического качества. Идея использования местных скосов потока около изолированного крыла для уменьшения сопротивления при выборе формы и углов установки различных элементов, расположенных на крыле, известна достаточно давно. Например, в работе [1] экспериментально показано, что размещение подвесного груза под крылом под углом в горизонтальной плоскости, равным половине местного угла бокового скоса потока, дает минимальное приращение сопротивления по сравнению с компоновкой без груза. В работе [2] построена форма пилона и мотогондолы, расположенных на верхней поверхности крыла, которая обеспечивает выигрыш в максимальном аэродинамическом качестве и увеличивает критическое число Маха. Здесь использовался панельный метод расчета для исследования поля течения в области силовой установки, после чего производилась коррекция формы пилона и гондолы с учетом результатов испытаний в аэродинамической трубе.
Развитие численных методов позволяет в настоящее время с достаточной точностью определять параметры течения около реальных компоновок. В работе [3] построена форма срединной поверхности пилона около скользящего крыла с использованием трансзвуковой теории обтекания профиля. В настоящей работе для определения местных скосов потока около изолированного крыла применяется панельный метод [4], в котором крыло аппроксимируется плоскими трапециевидными панелями с линейным распределением вдоль хорды интенсивности вихрей и источников. Метод был апробирован при расчетах параметров потока [5], аэродинамического взаимодействия крыла, пилона и гондолы [6], а также в ряде других исследований, где была показана работоспособность метода вплоть до критических значений числа Маха набегающего потока.
В качестве объекта исследования для выбора формы силовой установки в соответствии с местными скосами потока была рассмотрена модель дозвукового самолета (рис. 1) со стреловидным крылом %=37°, имеющим удлинение Х=8, сужение Г) = 3 и
Рис. 1
образованным профилями с относительной толщиной с = 12н-8%. Гондолы двигателей ступенчатого типа без смешения реактивных струй располагались на пилонах в сечениях 2=0,4 и 0,7. В расчетную схему метода [4] вводились исходные данные по геометрии изолированного крыла и параметры набегающего потока, соответствующие крейсерскому режиму полета (область максимального аэродинамического качества, а=4° и М=0,8). Внешний и внутренний контуры гондолы двигателя являлись соосными телами вращения с малой относительной толщиной обечаек (соответственно 4 и 2%) и углами установки в горизонтальной и вертикальной плоскостях, равными местным углам скоса потока 0 и е, осредненным вдоль их оси (рис. 2). После решения задачи обтекания строилось семейство линий тока, исходящих из передней кромки пилона, которое затем рассекалось горизонтальными плоскостями. Полученные при этом кривые являлись средней линией профилей, образующих поверхность пилона. В качестве симметричной части использовались профили с относительной толщиной с=6%. Форма средней линии и крутка пилона в трех сечениях по высоте показана на рис. 3. Следует отметить резкое изменение формы средней линии сечений пилона по мере удаления от поверхности крыла.
7 о/ Средняя линия ЬсредI '°
Рис. 3
В аэродинамической трубе исследовались четыре компоновки:
а) без пилонов и гондол;
б) с пилонами, имеющими плоскую срединную поверхность и нулевые вместе с гондолами углы установки (|х=0);
в) со срединной поверхностью пилонов, совпадающей с линиями тока, и углами установки гондол, соответствующими среднему горизонтальному и вертикальному скосам потока вдоль их оси (м=1);
г) компоновка, представляющая собой среднее между вариантами «б» и «в» (ц=0,5).
Углы установки мотогондол для различных вариантов компоновки даны в таблице. Углы измерялись относительно строительной горизонтали (<р) или плоскости симметрии ((3):
Вариант б г в
0 0,5 1
<р, г = 0,4 0 2° 42' 5° 24'
8, г = 0,4 0 1 СП -1°30'
г = 0,7 0 2° 2Г 4° 42'
Р, г = 0,7 0 — 1° -2°
Результаты измерений аэродинамических коэффициентов модели показаны на рис. 4. Величина Дсу представляет собой разность коэффициентов подъемной силы, а Дтг — коэффициентов продольного момента компоновки с пилонами и гондолами и компоновки без пилонов и гондол. Значения Асу и Дтг на расчетном угле атаки уменьшаются с ростом [г, т. е. по мере того как деформация компоновки «пилон — гондола» приближается к деформации, соответствующей расчетным линиям тока. Это является
М=0,8
жосвенным подтверждением достоверности расчета местных углов скоса потока по рассмотренному методу. Действительно, если деформация компоновки соответствует реальным линиям тока, то возмущающее воздействие компоновки на характеристики подъемной силы и продольного момента модели должно быть минимальным. Иной характер оказывает степень дефорации на величину максимального аэродинамического качества модели самолета. Видно, что компоновка «пилон—гондола» по линиям тока в условиях безотрывного обтекания не является оптимальной. Максимум зависимости Кшах(М-) реализуется при значениях ц«0,5-г-0,7. Такое поведение аэродинамического качества можно объяснить свойством проекции силы, действующей на несущую поверхность в скошенном потоке, на направление набегающего потока. Действительно, для любого элемента поверхности составляющую аэродинамической силы на направление Коо можно записать как
ДСдг = о(а- т)с“,
где y — Угол между направлением местной скорости и направлением набегающего потока, а — угол между плоскостью несущей поверхности и с“—-производная нормальной силы по углу а. В этом случае коэффициент сопротивления сх имеет экстремум а=у/2, т. е. минимум сопротивления имеет место при ориентации элемента поверхности под углом, равным половине местного угла скоса потока. Такую ориентацию элементов имеет компоновка се степенью деформации ц=0,|5. Отметим, однако, что это условие точно выполняется только при отсутствии интерференции и подсасывающей силы на элементах поверхности. Поэтому в рассмотренной реальной компоновке экстремум /Стах реализуется при значениях ц>0,5-
В заключение авторы считают своим долгом выразить глубокую благодарность за поддержку в работе и ценные замечания при обсуждении ее результатов Шкадо-ву Л. М., Юдину Г. А., Кроткову Д. П., Глушкову Н. Н.
ЛИТЕРАТУРА
1. Landrum Е. J. Effect of nacelle orientation on the aerodynamic characteristics of an arrow wing-body configuration at Mach number 2.03.—
NASA TN D-3284, '1966.
2. G i 1 1 e 11 e W. B. Nacelle installation analysis for subsonic transport aircraft. — AIAA 15-th Aerospace Sciences Meeting, 1977, N 77—102.
3. Ляпунов С. В. Программа расчета обтекания профиля трансзвуковым потоком идеального газа. — Труды ЦАГИ, вып. 2064, 1980.
4. Woodward F. A. An improverd method for the aerodynamic analysis of wing-body-tail configuration in subsonic and supersonic flow. Part 1, II, NASA CR-2228, 1973.
5. Баринов В. А., Г л ушков Н. Н., Теперин Л. Л. Исследование течения в окрестности концевой части стреловидного крыла. — Ученые записки ЦАГИ, 1980, т. XI, № 2.
6. Скоморохов С. И., Т е п е р и н Л. Л. Применение панельного метода для расчета распределенных аэродинамических характеристик компоновки крыла с пилоном и гондолой при малых скоростях. — Ученые записки ЦАГИ, 1982, т. XIII, № 3.
Рукопись поступила 7/VI 1983 г.
