Расчет поляры, самолета на крейсерском режиме, пересчет поляры модели на условия полета

Вычислительные методы с использованием современных ЭВМ позволяют определять качественные особенности обтекания, количественные значения аэродинамических характеристик элементов самолета(крыло, фюзеляж…)и широко применяются. Однако в практике исследований имеется необходимость производить оценку влияния тех или иных параметров по более простым соотношениям. Такие соотношения были получены на основе анализа расчетных результатов и результатов многочисленных экспериментальных исследований на моделях и летающих лабораториях [8].

Коэффициент сопротивления самолета вычисляется как сумма коэффициентов сопротивления элементов

Сс ста = (С*р + Ов) 5 °М2ЫВ-КР + Сх,- + Сіф-5ф+ г +

+ Схг. о • S г. о+Сх в. о. • 5 В. О.+ А Схвр. (2.3)

Здесь Схр, Схв, Схі—соответственно профильное, волновое и индуктивное сопротивление; Л Схвредн —коэффициент дополнительного вредного сопротивления, обусловленный технологическими неровностями поверхности и дополнительными надстройками. Вклад каждого элемента (крыла, фюзеляжа…) в полное сопротивление самолета неодинаков. На рис.2.73 приведены оценки для типичного пассажирского самолета (S Кр — 300м2, Л —9,# — 30°, S мф-10%). Видно, что на крейсерском режиме М=0,8 основная величина сопротивления (^60%) обусловлена профильным, волновым, и индуктивным сопротивлением крыла, сопротивление фюзеляжа составляет~21%, гондол двигателей^8%, в. о. и г. о.^7% и вредное сопротивление 3% от сопротивления самолета при Су — 0,48.

Как было отмечено ранее(см.2.1), основными видами сопротивления являются сопротивление трения и давления, волновое и индуктивное сопротивление. На рис.2.74 для того же пассажирского самолета приведены эти составляющие. Так, величина сопротивления трения всех элементов самолета(крыла, фюзеляжа, гондол двигателей, г. о. и в. о.) составляет^50% полного сопротивления на крейсерском

режиме, сопротивление давления~ 19%, индуктивное сопротивление -27%.

С! ’Wl	ip	СХфю».	Cx4S	j Схт 0 +в о.	Схвр
34%	27%	21%	8%	7%	3%

С, -0,48

М = 0,8 Н=1 /КМ

	Сх*™	<ХГ	Сдсг.<*+»о	СХщр
37%	33%	12%	13%	5%

О>=о

Рис.2.73. Расчетная оценка составляющих коэффициента сопротивления типового пассажирского самолета при М = 0,8* Су—0 и Су=0,48» Н—11 км

Приближенные статистические зависимости коэффициентов профильного, волнового, индуктивного сопротивления крыла, сопротивления фюзеляжа С’хф и гондол двигателей С’хг. от определяющих параметров имеют следующий вид:

СхР=2C^Re, М)( 1 — хп)[ 1+3,7с(1+0,25с)+

+ 1,2Су2] + 2Срл’ Жя(1 + 2с)

Сдгв=0,0038^ 011—’м+М*,)

1+ а=1+А-(0,0244-0,022 cos*)

С’хф= От(1 — хн): 3,37 ■ Лф(о,8+^j • К*+

+ 0’008(о,37-М+М*ф)

С’хг= Cft(4 • Л Тт К + S ПИЛ. ОМЫВ * К2)

0,455

Здесь Cft= (]g Re)2’S8(i + 0,l-M2)0’75

—коэффициент турбулентного трения пластины;

Сгл——коэффициент ламинарного трения пластины, х п.—

5лам. в.п. "Н 5лам. н.п.

———— о————— —координата точки перехода ламинарного

^ом

пограничного слоя в турбулентный на крыле, равная отношению суммы площадей с ламинарным течением по верхней и нижней поверхности к омываемой поверхности крыла;

—средняя относительная толщина крыла;

—критическое числоМаха, определяемое из условия d Сх/dM=0,1, его величина зависит от коэффициента подъемной силы, угла стреловидности, формы и относительной толщины профилей в сечениях крыла.

Анализ результатов испы­таний показал, что значения разности М? р (Су) и М* при Су ~ 0,5, характерном для режима максимального аэродинамического качества, полученные для различных вариантов крыльев, образуют единую зависимость от СУ9 рис.2.75. В свою очередь, величины Міф (Су = 0,5) зависят от угла стреловидности крыла, формы и относительной толщины профилей в сечениях крыла. При заданной форме профилей крыла

значения М$р линейно увеличиваются с ростом угла стреловидности, рис.2.76, а при заданном угле стреловидности значения М*р существенно зависят от средней относительной толщины и от формы профилей в сечениях крыла, при этом для крыльев со сверхкритическими профилями существует предельная зависимость Мкр (с), для крыльев с классическими скоростными профилями значения Міф меньше, рис.2.77.

/2

Л=-£-—относительное удлинение, площадь крыла S и размах крыла /;

А ф——относительное удлинение фюзеляжа;

—коэффициент формы (для осесимметричных тел фюзеляжей с донным срезом 1,1-7-1,3);

М*р. ф—критическое число Маха для фюзеляжа из условия

dC’"=0.1.

Л г—~т~ —относительное удлинение гондол двигателей;

U г

К19 К2—коэффициенты интерференции гондол и пилонов с крылом (среднестатистические величины 2К2 ^1,3).

Су =о;е

Коэффициент сопротивления г. о. представляет сумму трех слагаемых —профильного сопротивления, индуктивного сопротивления и коэффициента взаимодействия с крылом вследствие наличия скоса потока в области г. о. от вихревой системы крыла г. о.= C*p(Re,

С2

Є г. о., М, Хп, Суг. о.)Н—, ° (1 + <5~)+ Су г. о * £. Величина угла скоса

ЯЛ г. о.

потока £ может быть определена по результатам иснытаний модели

или рассчитана по приближенному соотношению где Су

—коэффициент подъемной силы крыла. Величина балансировочного коэффициента Суг. о. определяется из условия равенства нулю

/-> _ Шг б х. о.

продольного момента самолета Суг. о.бал~—л

При оценке сопротивления самолета в натурных условиях (Re с-та, Хп = 0) по результатам измерений коэффициента сопротивления модели (Re мод, Хп^ 0)используются соотношения Сх с-та = Сх мод (С, мод Сх с-та)расч. + ДС* вреди.

Пример такого пересчета приведен на рис. 2.78 при А Спереди— 5% Сх о.

М = 0,8 X П~ДГТ = 40% САХ Рис.2.78. Пример пересчета результатов испытаний модели самолета на условия натурного полета # Величина вредного сопротивления определяется в основном отношением суммарной величины миделевого сечения неровностей поверхности (заклепки, лючки, уступы и тлі.) Sm. h. к площади крыла 5кр и измеряется обычно в долях коэффициента сопротивления самолета при С^О, рис.2.79. Увеличение А Сх вреди, приводит к уменьшению аэродинамического качества самолета, к снижению его топливной экономичности. При выполнении расчета поляры самолета наряду с

геометрическими параметрами (*, А, 5ф, Sr. о.» …) должны быть

заданы и аэродинамические параметры (Міф, К§, Кх, К2). Их величины могут быть определены либо по результатам испытаний модели, либо приняты равными среднестатистическим значениям. Как показала практика расчетов, в зависимости от степени точности задания определяющих параметров величина максимального аэродинамического качества может быть оценена с погрешностью А Ктах*0,54-1,0.

Аэродинамические характеристики самолетов различного назначения, полученные путем испытания их моделей в аэродина­мических трубах, нуждаются в ряде поправок, учитывающих неизбежное отличие условий испытаний от натурных.

іг ю a

G

и

2

Одной из таких поправок является поправка на так называемое вредное сопротивление, обусловленное наличием на внешней поверхности самолетов большого количества неровностей:

—производственных (шероховатость и волнистость обшивки, головки заклепок и винтов, уступы на стыках листов обшивки и панелях, люках, окнах и дверях, зазоры, сварные швы и т. п.);

—конструктивных (щели по органам управления и механизации крыла, уступы между интерцепторами или воздушными тормозами и крылом, зазоры по створкам гондол двигателей, необходимые для компенсации температурных деформаций и т. п.);

—мелких, выступающих в набегающий поток, деталей или надстроек (приемники датчиков давления и температуры, датчики аэродинамических углов, антенны, трубки слива, обтекатели сигнальных огней и тяг органов управления и т. п.). Перечисленные неровности нарушают аэродинамическую гладкость обтекаемой поверхности самолета и приводят к увеличению сопротивления.

Большинство из находящихся в эксплуатации самолетов различного назначения имеют величину вредного сопротивления в пределах 10-г 20%, а самолеты с высоким качеством отделки внешней поверхности ЗН-6% от коэффициента сопротивления аэродинамически гладкого самолета при нулевой подъемной силе Сх0.

Существенное отклонение величины вредного сопротивления от достигнутой при современном уровне технологии производства нижней границы (3-^6% Схо) приводит к существенному ухудшению летно­технических характеристик самолетов, дополнительному расходу авиатоплива, уменьшению полезной нагрузки. Так, например, увеличение сопротивления дозвукового ближнє—, средне—и. дальнемагистральных самолетов на 8 — г 10% приводит к

перерасходу топлива в год на 400,690 и 890 т соответственно.

С другой стороны, широкий диапазон изменения величины вредного сопротивления современных самолетов свидетельствует о возможности существенного его уменьшения за счет улучшения качества отделки внешней поверхности.

С целью разработки рекомендации для промышленности по обеспечению малой величины вредного сопротивления, по инициативе ЦАГИ в течение ряда лет выполнен комплекс работ по подробному обследованию состояния внешней поверхности самолетов различного назначения, накоплению обширного статистического материала по количеству и геометрическим параметрам неровностей перечисленных типов, а также систематическим экспериментальным исследованиям их сопротивления в турбулентном пограничном слое.

На основе исследований, выполненных Г. А. Федоренко, и привлечения имеющихся отечественных и зарубежных, теоретических и экспериментальных материалов разработаны методика расчета, позволяющая определить долю каждого из видов неровностей в суммарном вредном сопротивлении самолета (рис.2.80) и единые нормативные документы (отраслевые стандарты), определяющие

1 —шероховатость 2 —волнистость 3 —заклепки и винты с потайной головкой 4 —заклепки и винты с выпуклой головкой 5 —уступы по стыкам обшивки, иа эксплуатационых люках 6 —уступы на окнах, дверях, грузовых и аварийных люках, створках шасси и гондол двигателей 7 —уступы по органам механизации 8 —надстройки 9 —щели по органам управления^ механизации крыла

Рис.2.80. Величины дополнительного вредного сопротивления различных видов неровностей поверхности самолета

требования к качеству внешней поверхности самолетов: ОСТ 1 02507-84 и ОСТ 1 02581-86.

Выполнение требований стандартов позволит в 2-3 раза снизить величину вредного сопротивления, что для дозвуковых пассажирских самолетов соответствует увеличению максимального аэродинамического качества на A/f=0,5 — 0,7(рис.2.81).

Рис.2.81. Уменьшение аэродинамического качества самолетов от величины дополнительного вредного сопротивления