АЭРОДИНАМИКА МАГИСТРАЛЬНЫХ САМОЛЕТОВ НА РЕЖИМАХ КРЕЙСЕРСКОГО ПОЛЕТА

2. 1. Аэродинамика крыльев дозвуковых магистральных самолетов. Общие принципы проектирования

Задачей аэродинамического проектирования крыла является определение формы в плане и параметров его аэродинамической компоновки, которые удовлетворяют заданным тактико-техническим требованиям. Применительно к дозвуковым магистральным самолетам такими требованиями являются высокий уровень аэродинамического качества при заданных значениях крейсерской скорости (числа М) и коэффициента подъемной силы горизонтального полета, при безусловном обеспечении безопасности полета и условий базирования.

Следует отметить, аэродинамическое проектирование крыла всегда представляет собой сложный многоступенчатый процесс поиска приемлемого компромисса между порой прямо противоположными требованиями, предъявляемыми аэродинамикой, технологией, прочностью, аэроупругостью и другими дисциплинами.

В течение многих лет геометрия крыла дозвукового магистраль­ного самолета определялась стремлением получить возможно большие скорости полета, при этом параметр так называемой аэродинамической дальности (Аллах • М) не должен был быть ниже достигнутого уровня. В этом случае обеспечивалось получение требуемых для самолета данного типа практической дальности, но при большей крейсерской скорости полета и при лучших показателях себестоимости перевозок. Этим требованиям, в частности, была подчинена разработка аэродинамических компоновок магистральных пассажирских самолетов Ту-154, Ил-86, рассчитанных на сравнительно большие дозвуковые крейсерские скорости полета, соответствующие числам М = 0,83^ 0,85. Однако в последние годы определяющей характеристикой является показатель топливной эффективности, достигаемый даже ценой некоторого снижения крейсерской скорости полета. В связи с этим возникло новое направление в аэродинамическом проектировании крыла—повышение параметра(Ятах — М) за счет существенного повышения KmtLXm

Основой для реализации этого направления является применение сверхкритических профилей. Особенности аэродинамики сверхкритических профилей изложены выше в главе 1. Использование сверхкритических профилей позволяет увеличить относительную толщину крыла без уменьшения критического числа М*р, что дает возможность применять крылья большого удлинения и тем самым увеличить параметр (/Стах • М) при той же крейсерской скорости полета. В данной главе изложены основные вопросы аэродинамики стреловидных сверхкритических крыльев, являющихся основным типом крыльев современных дозвуковых магистральных самолетов.

Аэродинамические характеристики крыла зависят при заданных расчетных условиях от формы крыла в плане и параметров его аэродинамической компоновки. К числу важнейших геометрических параметров крыла относятся следующие:

—удлинение крыла А= / 21S, где / — размах крыла, S характерная площадь (в отечественной практике обычно площадь основной трапеции, рис. 2.1),

—угол стреловидности крыла(обычно по линии 0,25 хорды основной трапеции),’,.

—сужение 7? = Ьо/Ьк, где Ьо—корневая хорда крыла, а Ьк — концевая хорда.

В течение последних 30—40 лет основным типом крыла для дозвуковых магистральных самолетов являлись стреловидные крылья (я=30-г35°) с удлинением А=7, выполненные с сужением 7? = 3^4.

Современные стреловидные крылья, как правило, имеют наплывы по задней кромке крыла, достигающие 10~М5% площади крыла и распространяющиеся до 40% размаха крыла. В ряде случаев крылья могут иметь также передние наплывы, например, это характерно для семейства самолетов Боинг.

Аэродинамическая компоновка крыла—это набор соответствую-

щим образом установленных профилей, которые формируют поверх­ность крыла. Параметрами, характеризующими аэродинамическую компоновку, являются форма профилей в сочетании с распределением максимальной относительной толщины (Qnax) и геометрической круткой сечений крыла по размаху {<р кр), рис.2 Л. Крыло образуется по профилям базовых сечений (обычно 3^“5), поверхность между которыми формируется интерполяцией координат базовых сечений поверхностями одинарной или двойной кривизны. Последняя интерполяция применяется обычно в центропланных сечениях крыла.

Сопротивление крыла конечного размаха можно представить в виде суммы двух составляющих сопротивления:

Сх= Схр+ Cxi

где Схр—коэффициент профильного сопротивления крыла,

Сх і—коэффициент индуктивного сопротивления крыла.

Величина индуктивного сопротивлетия крыла Cxi обусловлена наличием скоса потока, индуцированного вихревой пеленой, сходящей с крыла и простирающейся вниз по потоку. Как следует из теории крыла, минимальным индуктивным сопротивлением при заданном удлинении является крыло, имеющее эллиптическое распределение циркуляции по размаху.

Для дозвуковых магистральных самолетов, имеющих полетный Су=0,5 “^0,6, величина индуктивного сопротивления составляет значительную долю сопротивления крыла, поэтому первым условием проектирования крыла является обеспечение максимально близкого к эллиптическому распределения циркуляции по размаху. Как показывают расчеты, для стреловидных крыльев *=20°~^35° этого можно достичь, применяя крылья с сужением v около 3,5, имеющие отрицательную геометрическую крутку сечений по размаху. Поскольку индуктивное сопротивление слабо зависит от сжимаемости потока, для минимизации его успешно используются расчетные методы, основанные на решении уравнения Лапласа.

Профильное сопротивление крыла Схр можно представить в виде суммы: Сх р — Сх тр + Сх давл + Схв,

где Сх тр —сопротивление трения поверхности крыла, обусловленное действием касательных к поверхности сил трения; Сх давл.—сопротивление давления, обусловленное действием нормальных к поверхности сил давления в результате вытесняющего действия пограничного сдоя и отрыва потока; СХв—сопротивление давления, обусловленное возникновением на поверхности крыла местных сверхзвуковых зон, заканчивающихся скачками уплотнения.

Задачей аэродинамического проектирования является минимизация этих составляющих сопротивления.

Основным средством уменьшения сопротивления трения Сх тр9 которое рассматривается в настоящее время, является ламинаризация течения, т. е. увеличение доли поверхности, занятой ламинарным пограничным слоем. Различают два вида ламинаризации—естест­венную и искусственную. Основным требованием при разработке крыльев с ламинаризацией является использование профилей, имеющих на верхней и нижней поверхностях протяженные участки с благоприятным градиентом давления, способствующие устойчивости ламинарного пограничного слоя по отношению к внешним возмущениям. Следует, однако, отметить, что обеспечение ламинарного течения на поверхности стреловидных крыльев является сложной задачей, полностью не решенной до настоящего времени, поэтому проектирование крыльев современных магистральных самолетов в условиях натурного полета (Re = 20“^" 50млн) проводится для режима полностью турбулентного обтекания; в этом случае С*тр практически не зависит от аэродинамической компоновки крыла.

Составляющая профильного сопротивления, обусловленная вытесняющим действием пограничного слоя и отрывом потока— Сх давл. является функцией распределения давления в сечениях крыла. Исследования показывают, что при докритических скоростях, когда на поверхности крыла отсутствуют местные сверхзвуковые зоны, в условиях безотрывного обтекания сопротивление давления весьма слабо зависит от формы профилей в сечениях крыла при фиксированном значении Су, однако возрастает с увеличением относительной толщины. Поэтому для уменьщения этой составляющей сопротивления следует, во-первых, обеспечить безотрывный режим обтекания на расчетных условиях(М, С>), во — вторых, уменьшать максимальную относительную толщину крыла.

Обеспечение безотрывного обтекания на режиме крейсерского полета является одной из основных задач проектирования. Как правило, это осуществляется таким подбором профилей, которые реализуют безотрывное обтекание в некотором диапазоне значений Су сечений крыла. С этой целью используются методы расчета профилей и крыльев в потоке вязкого газа.

Уменьшение относительной толщины крыла всегда является неблагоприятным фактором с точки зрения полезного объема, характеристик аэроупругости и веса крыла, особенно для крыльев

большого удлинения, используемых на магистральных самолетах. Поэтому на практике приходится искать компромисс между требованиями прочности конструкции и аэродинамики. Современные стреловидные крылья ^~35° дозвуковых магистральных самолетов, рассчитанных на крейсерские скорости М = 0,83 + 0,85, имеют среднюю относительную толщину крыла 10 + 11%, а сверхкритические крылья со стреловидностью 28° + 30° для перспективных самолетов около 11 + 12% и в настоящее время за счет использования сверхкритических профилей существует устойчивая тенденция к ее росту. Следует отметить, что распределение толщин по размаху крыла определяется из условий реализации заданного полезного объема и минимального волнового сопротивления.

Как известно, увеличение скорости потока( числа М), начиная с некоторого числа М, приводит к появлению на поверхности крыла зоны сверхзвуковых скоростей, которая замыкается скачком уплотнения. Это явление носит название волнового кризиса и сопровождается возникновением волнового сопротивления— Сх в. Уменьшение волнового сопротивления является основной задачей при проектировании крыльев, рассчитанных на большие дозвуковые скорости полета. Общепризнанным средством снижения волнового сопротивления является применение стреловидных крыльев, т. е. крыльев, реализующих известный эффект скольжения. При обтекании скользящих крыльев имеет значение составляющая скорости, нормальная к передней кромке, вследствие чего начало волнового кризиса смещается в область больших чисел Маха / АМ? Р= М£-

cos X )• Трудность заключается в том, что на стреловидном крыле

конечного размаха наряду с областью, реализующей эффект “скользящего крыла”,"имеются области, где этот эффект практически отсутствует; это имеет место в корне и на конце крыла—“корневой” и “концевой” эффекты. Вследствие пространственного обтекания крыла в бортовых сечениях стреловидного крыла наблюдается смещение области максимального разрежения к задней кромке по сравнению с участком скольжения, а в концевых сечениях наоборот,

к носку крыла. Поэтому линии равных давлений (изобары) располагаются под меньшими углами к набегающему потоку, чем это было бы при полной реализации эффекта скольжения. Обеспечение максимально возможной реализации эффекта скольжения является

необходимым условием разработки аэродинамической компоновки

стреловидного крыла. С этой целью в бортовых сечениях

стреловидных крыльев применяют профили с более передним

положением максимальной толщины по сравнению с остальной частью крыла.

Важное значение имеет распределение максимальной относительной толщины по размаху крыла. Исследования показывают, что относительная толщина крыла должна уменьшаться от бортовых к концевым сечениям. В настоящее время для. анализа волнового сопротивления крыла широко используются расчетные методы, основанные на решении уравнений для полного потенциала в трансзвуковом потоке газа. Сочетание расчетных и экспериментальных исследований позволяет создавать компоновки стреловидных крыльев магистральных самолетов, практически не имеющих волнового сопротивления на расчетном режиме крейсерского полета.

Наряду с достижением малых величин сопротивления крыла, исследования по выбору аэродинамической компоновки крыла (формы профилей, распределения относительных толщин и углов крутки по размаху) имеют целью обеспечение необходимого значения С>доп., соответствующего расчетным режимам полета пассажирского самолета в условиях неспокойной атмосферы и заданным эксплуатационным перегрузкам. Величина СУтп. согласно НЛГ должна превьшать Су крейс примерно в 1,5 раза.

Не менее важной задачей проектирования стреловидного крыла является задача обеспечения характеристик продольной устойчивости в летном диапазоне углов атаки. Нелинейный характер зависимости Mz(a) определяется развитием срывных явлений на крыле. В результате исследований показано, что при рассмотрении расчетных значений Cy(z)9 определяемых формой крыла в плане, его аэродинамической КОМПОНОВКОЙ, И зависимости Су max = /(z) профилей, из которых спроектировано крыло, можно определить место расположения зоны срыва потока как область, где Cy(z)^ Су шах, рис. 2.2. Крылья с малонесущим центропланом, характеризующиеся расположением первоначальной зоны срыва в центроплане, обеспечивают продольную статическую устойчивость в широком диапазоне углов атаки, рис.2.3. Крылья с несущим центропланом и с консольной областью первоначального срыва потока характеризуются более значительной нелинейностью заисимости ^г(а), рис.2.4, и нуждаются в большей мере, чем крылья с малонесушим центропланом, в подборе оптимальной размерности горизонтального оперения.

Рис. 2. 2. Зависимости Су сеч.» С^шах проф=/(2) для крыла с малонесущим(я) и несущим центропланом(б) Таким образом, можно сформулировать следующие основные задачи аэродинамического проектирования стреловидных крыльев: 1. Обеспечение минимальной величины индуктивного сопротивления при близком к эллиптическому закону распределения аэродинамической нагрузки вдоль размаха крыла. 2. Обеспечение на режиме крейсерского полета(М, Су) минимума

величины волнового сопротивления.

3. Обеспечение безотрывного обтекания сечений крнла при Су крейс. и по возможности отрывов небольшой интенсивности при Су ДОП. ~ 1,5— 1,6 ’ Су крейс.

4. Обеспечение приемлемых характеристик продольной устой­чивости на больших углах атаки, соответствующих срыву и режимам глубокого сваливания.