Аэродинамика крыльев для околозвуковых крейсерских скоростей полета

Выше были показаны возможности сверхкритических профилей ЦАГИ для увеличения аэродинамического качества магистральных пассажирских самолетов со стреловидными крыльями х—25"^35°на крейсерских скоростях полета М крейс.^0,8“^"0,85.Приведенная на рис.2.12 обобщенная зависимость Мкр.— f {х, с ср.) (здесь сср. средняя толщина консоли крыла при постоянной толщине cWx—15% в бортовых сечениях крыльев различной стреловидности) позволяет определить возможный диапазон крейсерских скоростей полета для самолетов с различными сверхкритическими крыльями. В частности, современные магистральные самолеты С утолщенными (Стах = 15-11-9%)сверхкритическими крыльями *=28°-^30°большого
удлинения Лб. н.= 10-г9 обеспечивают крейсерские скорости полета, соответствующие числам М^0,8, а сверхкритические крылья со стреловидностью X = 35°, Стах = 12 — 9 — 9 % —крейсерские скорости полета, соответствующие числам М = 0,85(рис.2.12,2.13)

С целью определения дальнейшего увеличения крейсерских скоростей полета пассажирских самолетов было рассмотрено применение сверхкритических профилей в аэродинамической компоновке крыльев большей стреловидности, * = 40°И * = 45° С наплывами по передней кромке, увеличивающими стреловидность в центроплане этих крыльев до *п. к.“70-г77° (рис.2.41,2.42).

Рис.2.42. Схема общего вида модели 3 самолета с сверхкритическим “серповидным”крылом х — 45% А =6, рассчитанным на трансзвуковые крейсерские скорости полета

Исследования аэродинамических характеристик моделей самолетов с такими крыльями. показали, что применение сверхкритических. профилей £пах = 9 — 7 — 7% в сочетании с геометрической закрученностью <р кр.=0—3 — 4°, соответственно в бортовых, на изломе(л — 0,35)и в концевых сечениях по размаху крыла *=40° и? кр.=0—4—5°—для крыла х=45° позволяет обеспечить диапазон крейсерских скоростей полета МКрейс^0,95 (рис.2.43) и Мкрейс^1,0 (рис.2.44) — с достаточно высокими значениями величины (КлМ). На рис.2.45 приводится сопоставление эпюр давления в различных сечениях по размаху крыла £ = 40° при а—3° и М = 0,4; 0,9; 0,95. Сопоставление указывает на одинаковый вид эпюр давления по всей консоли £к=0,35-М,0. Эпюры давления имеют характерный для сверхкритического профиля “полочный вид” с небольшим “пиком” разрежения в носке. С ростом числа М от М = 0,9 до М—0,95 в носке крыла появляются сравнительно узкие (по хорде) сверхзвуковые зоны обтекания малой интенсивности. В центроплане сверхкритического крыла, имеющего наплыв по передней кромке большой стреловидности Х = 70° И умеренную толщину Стах “ 9%, “полочный” характер эпюр давления безкризисного обтекания сохраняется при М = 0,95 и Су = 0,35, соответствующих максимальному аэродинамическому качеству модели самолета. В центроплане имеет место вихреобразование, аналогичное обтеканию крыла малого удлинения, при котором в вершине, начиная с малых углов атаки, формируется вихрь (рис.2.46). В стыке центроплана-с консолью крыла при М=0,9^0,95 отмечено течение с Л-образными скачками уплотнения, отличающимися от прямого скачка меньшими потерями энергии и, следовательно, меньшим приростом сопротивления.

Увеличение крейсерских скоростей магистральных пассажирских самолетов до М крейс.% 1,0 — г 1,15 и возможность полета при умеренных трансзвуковых скоростях может обеспечить стреловидное крыло *=45° с переменной по размаху стреловидностью по передней кромке (например *^77-61-46°). Это крыло спроектировано на базе сверхкритических профилей Опах —9% В борТОВЫХ сечениях И Стах — 7% в центральных и концевых сечениях(рис.2.42).Результаты экспериментальных исследований показали, что трансзвуковое крыло в комбинации с фюзеляжем, выполненным с учетом правила площадей, обеспечивает изменение коэффициента сопротивления без волновых потерь и незначительное уменьшение Ктйх до чисел М<1,0. Однако, для достижения трансзвуковых крейсерских скоростей, соответствующих числам М^1,15, необходимо всю геометрию самолета настраивать на большие числа М, используя правило площадей, согласно которому распределение суммарных площадей поперечных сечений вдоль длины самолета должно соответствовать распределению площадей тела минимального сопротивления заданного объема (рис.2.42). При этом следует отметить, что для рассмотренной выше геометрии сверхкритических крыльев х = 40° и X — 45°

Рис.2.43. Зависимости /Спах, (/Стах * М) =/(М); СхО, С*( С>- = 0,4) = /(М)для модели 2 фюзеляжа со сверхкритическим тонким (Стах=9 — 7 — 7% —Крыло 2 ) и утолщенным ( Стах —12 11 9% —крыло 1) крыльями

обычным стреловидным крылом * — 35° (модель 1), со сверхкритическими крыльями * = 40° (модель 2)и * = 45°(модель 3)

возникает трудность обеспечения высоких значений СУтах, необходимых для удовлетворения требований базирования и безопасности полета на режимах взлета и посадки, а также необходимых характеристик продольной устойчивости на больших углах атаки.

Рис.2.45. Совмещенные эпюры давления Ср = /(д;)при а = 3°, М = 0,4; 0,9; 0,95 по верхней поверхности сверхкритического крыла 2 (модель 2).

Исследования этого направления развития пассажирской авиации показывают, что переход на большие трансзвуковые крейсерские скорости полета связан со значительным увеличением взлетного веса самолета, расхода топлива и себестоимости перевозок. —

Рис.2.46. След вихреобразного течения на поверхности сверхкритического крыла 2(х=40° модели 2 при М = 0,9 и М = 0,95, а = 3°)

2.3. Аэродинамика фюзеляжей и интерференция крыла с фюзеляжем

Высокое аэродинамическое совершенство самолета нельзя обеспечить без надлежащего выбора формы и оптимальных параметров фюзеляжа, гондол двигателей и их сопряжений, определяющих взаимную интерференцию элементов самолета.

Пассажировместимость, коммерческая нагрузка и уровень комфорта магистрального пассажирского самолета определяют полезный объем и основные геометрические параметры фюзеляжа. Повышение этих параметров достигается путем увеличения диаметра фюзеляжей (б"^6,5м вместо 3 4м); Характерное для

широкофюзеляж ных самолетов значительное повышение относительной площади миделевого сечения фюзеляжа, как показано ниже, приводит к снижению аэродинамического качества самолета. Поэтому выбор оптимального диаметра фюзеляжа и его удлинения связан со многими факторами и прежде всего с определением влияния фюзеляжа на массовые и аэродинамические характеристики самолета [1].

При докритических числах М сопротивление фюзеляжей, близких к телам вращения, определяется главным образом поверхностным трением(85~^90% от полного сопротивления фюзеляжа) и незначительно—сопротивлением давления. Сопротивление трения фюзеляжей для практических целей может быть оценено сопротивлением эквивалентного тела вращения такого же удлинения при заданном числе Re. Для фюзеляжей, заметно отличающихся от тел вращения, составляющая сопротивления давления возрастает, однако сопротивление трения их также можно оценить коэффициентом сопротивления тела вращения.

Величина М*р. фюзеляжа определяется в основном удлинением и формой его носовой части, поэтому меридиональные обводы и удлинение носовой части должны быть выбраны такими, чтобы обеспечить высокое число Мкр. и малое волновое сопротивление. Исследования показывают, что коэффициенты сопротивления фюзеляжей Схф. (здесь и далее при вычислении этих коэффициентов аэродинамические нагрузки относились к скоростному напору и площади миделевого сечения)с различным удлинением носовой части т при числах М^0,85 изменяются практически в соответствии с изменением коэффициента турбулентного трения. Зависимости приращения ВОЛНОВОГО сопротивления А С’хф волн— /(М) при Ан. ч — const и А Слф. ~ f (А н. ч) при М = const представлены на рис.2.47. Исследования показали, что сжимаемость воздуха не оказывает существенного влияния на характеристики подъемной силы и момента тангажа изолированных фозеляжей с различным удлинением носовой части.

Немаловажное значение при проектировании фюзеляжей имеет правильный выбор удлинения хвостовой части А хв. ч. Расчетные и экспериментальные исследования показывают, что при сравнительно короткой хвостовой части (А хв. ч.~2,5)возникают достаточно большие разрежения и градиенты давления, которые могут привести к отрыву потока и заметному приросту волнового сопротивления при больших скоростях. Изменение удлинения хвостовой части фюзеляжа от 5 до 3,8 незначительно влияет на величину А С’хф как для осесимметричной, так и для отклоненной хвостовой части, однако

уменьшение его до 2,5 приводит к существенному приросту волнового сопротивления^ особенности для фюзеляжа с отклоненной хвостовой частью.

Рис.2.47. Зависимости приращения волнового сопротивления от удлинения носовой части фюзеляжа ЛС*ф=/(Ан. ч) при различных числах М

Для уменьшения вредной интерференции между носовой и хвостовой частями фюзеляжа, а также между фюзеляжем и крылом фюзеляж в области расположения крыла необходимо выполнять с цилиндрическим участком, что позволит значительно уменьшить скорости в этой части фюзеляжа. Фюзеляжи, различающиеся только длиной цилиндрического участка, имеют одинаковые ( значения числа^ М£>и волнового сопротивления, а различие в величинах сопротивления фюзеляжей определяется в основном сопротивлением трения.

Таким образом, удлинение носовой части фюзеляжа в пределах 2—2,5 и хвостовой части в пределах 3—3,5 и внешние обводы их, построенные в соответствии с уравнением

f="D"C4‘2T(1-lHm (2-7)

где DJjc и х—геометрические параметры носовой и хвостовой частей, а т = 0,54 — г 0,95, обеспечивают высокие скоростные характеристики фюзеляжу, определяемые значениями Mi? p.^0,92.

Для магистральных пассажирских самолетов, имеющих диаметр фюзеляжа 5^-6м, удлинение фюзеляжа находится в пределах 9*^ 10.

Рис.2.48. Зависимость коэффициента сопротивления С*ф—/(а) при М = const и минимального Сіфш, п—/(М)для типичного изолированного фюзеляжа пассажирского самолета

На рис.2.48 приведены зависимости минимального коэффициента сопротивления Cxmin типичной модели изолированного фюзеляжа пассажирского самолета от числа Ми Схф при различных углах атаки и фиксированных числах М. Выбранные для этого фюзеляжа удлинение носовой части Ан. ч = 2, хвостовой части Ахв. ч. —3,2 и цилиндрической части А ц = 4 и внешние обводы в соответствии с

приведенным выше уравнением обеспечивают величину минимального коэффициента сопротивления, на 104-15% превышающую коэффициент турбулентного трения С/ омываемой поверхности в диапазоне чисел М = 0,6 4- 0,9. В диапазоне а ф. = — Г4- + 3° величина Сх mm фюзеляжа сохраняется практически постоянной, дальнейшее увеличение угла атаки приводит к заметному приросту коэффициента сопротивления фюзеляжа.

Исследования показали также, что значительный отгиб хвостовой части фюзеляжа при виде сбоку{<р отг.>6°4-7°) в сочетании с плоской или уплощенной формой нижнего меридионального сечения приводит к заметному повышению С*|>. и уменьшению М*р (рис.2.49). Специфичность обтекания таких фюзеляжей, как показывают исследования, вызвана разделением потока и образованием двух вихрей, расположенных на боковых скулах хвостовой части фюзеляжа. Возникновение и развитие вихреобразования в хвостовой части фюзеляжа практически вдвое увеличивают коэффициент сопротивления фюзеляжа при изменении угла атаки а ф от+4° до—4°. В диапазоне положительных углов атаки аф.>5°4-8°, при которых местные углы натекания потока на уплощенной отогнутой хвостовой части фюзеляжа оказываются незначительными, коэффициент сопротивления фюзеляжа мало изменяется, а его величина приближается к С’хф. осесимметричного фюзеляжа.

Результаты расчета методом потенциального обтекания изолированных фюзеляжей в условиях идеальной несжимаемой жидкости удовлетворительно согласуются с данными эксперимента и находят применение в практике аэродинамического проектирования фюзеляжей.

Рассмотрим долю сопротивления изолированного фюзеляжа в поляре компоновки крыло 4-фюзеляж. Исследования показали, что коэффициент сопротивления этой компоновки при докритических числах М представляет собой сумму сопротивления изолированных крыла и фюзеляжа и дополнительного сопротивления, обусловленного их взаимной интерференцией.

На рис.2.50 представлены зависимости от угла атаки коэффициентов сопротивления и подъемной силы для изолированного

фюзеляжа и изолированного крыла при М<М*Р. Как видно из рисунка, для фюзеляжей с относительным миделевым сечением = 5 — г 10% изменение коэффициентов сопротивления С’хф. и подъемной силы Суф в диапазоне а=0-г8° пренебрежимо мало по сравнению

с изменением этих характаристик на изолированном крыле. Таким образом, доля сопротивления изолированного фозеляжа в поляре компоновки крыло+фюзеляж состоит в основном в увеличении коэффициента минимального сопротивления С*тт. Этот вывод следует также и из поляр изолированного крыла и крыла+фюзеляж, приведенных на рис.2.51.

Определить величину и характер изменения слагаемого л Сдгинт—f{Cy) в экспериментальных исследованиях представляется затруднительным. При докритическом обтекании крыла(М<Мкр) сумма сопротивления омываемой части изолированного крыла и изолированного фюзеляжа близка или равна коэффициенту
сопротивления компоновки крыло + фюзеляж, и в этом случае величина дополнительного сопротивления от интерференции

-J0° Рис.2.51. Поляры для изолированных крыльев х~ 30° и х~ 45° и для крыльев с фюзеляжем при М=0,4 и М=0,8

незначитедьна. При числах М>МКр приближенная оценка суммы сопротивления изолированного крыла (омываемой его части) и изолированного фюзеляжа показала положительную интерференцию крыла с фюзеляжем, вызванную благоприятным влиянием подфюзеляжной части крыла (рис.2.52).

Исследования показывают, что форма зализа в сопряжении крыла с фюзеляжем играет определенную роль;путем применения специально выбранных зализов можно уменьшить коэффициент лобового сопротивления компоновки крыло+фюзеляж. Пример такого влияния зализов на поляру самолета со стреловидным крылом, расположенным

Рис.2.52. Приближенная оценка Д С* и А К (при 0,4) /(М) интерференции крыла с фюзеляжем

в схеме низкоплан, иллюстрирует рис.2.53. Из рисунка видно, что применение прямостенных зализов II варианта, устраняющих диффузорные участки и местные отрывы потока в носовой и хвостовой частях крыла в сопряжениях с фюзеляжем, приводит к снижению коэффициента лобового сопротивления компоновки крыло+фюзеляж, и в этом случае величина дополнительного сопротивления от интерференции практически не зависит от угла атаки и числа М.

Рис.2.53. Зависимости Су—/(С*)ири М — 0,4 и 0,8 для модели самолета с двумя вариантами зализов в сопряжениях крыла с фюзеляжем

Таким образом, можно считать, что “отвал” (индуктивное сопротивление) поляры КОМПОНОВКИ крыло + фюзеляж при М>Мкр такой же, как у изолированного крыла, а величина коэффициента Сх определяется через коэффициенты минимального сопротивления изолированных крыла и фюзеляжа.

Возникновение волнового сопротивления при увеличении числа М на компоновке крыло+фюзеляж определяется не только формой зализов и схемой конфигурации (высокоплан, среднеплан, низкоплан), но и компоновкой крыла. Для современных аэродинамических компоновок крыльев и прямостенных форм зализов малого объема
наличие фюзеляжа как в схеме низкоплан, так и в схеме высокоплан не изменяет величины Мкр компоновки крыло+фюзеляж, рис.2.54.

Относительная площадь миде левого сечения фюзеляжа определяет величину минимального лобового сопротивления и аэродинамическое качество компоновки крыло+фюзеляж. Для иллюстрации на рис. 2.5 5 приведены зависимости ^шах= /(Зм. ф.) при М~0,8 и 0,85, а также Сх—/(Су) и К=/(Су) при М = 0,6 и 0,85 для моделей крыла (*=35°) с различными фюзеляжами (A 4).=9=const), площади миделевого сечения которых 5м. ф. — 9,3 и 6,4%. Из этих зависимостей следует, что увеличение диаметра фюзеляжа приводит к снижению максимального аэродинамического качества практически по линейному закону с градиентом dKmax/d Зм. ф. —0,5 в области сравнительно больших значений миделя (5м. ф.>6%).