Влияние гондол двигателей на аэродинамические характеристики самолета

Наиболее распространенными схемами размещения двигателей на пассажирских самолетах являются крыльевая компоновка на пилонах или без них(под крылом, над крылом)и на фюзеляже в хвостовой его части на пилонах.

В зависимости от конструкции и степени двухконтурности ТРДЦ обычно размещают в гондолах двух типов:

—гондолы со смешением потоков, выходящих из 1-го и 2-го контуров. Эти гондолы имеют одну общую обечайку и в настоящее время применяются ддя двигателей малой и умеренной двухконтурности( m ^ 3 5).

—гондолы ступенчатого типа с раздельными соплами 1-го и 2-го контуров. Ступенчатая форма гондол обычно применяется для ТРДД умеренной и высокой стенени двухконтурности (т> 4-5-5).

При моделировании гондол ТРДД на моделях самолетов гондолы со смешением выполняются в виде одного контура с протоком, а гондолы ступенчатой формы—в виде двух контуров с протоком в каждом контуре.

Результаты исследования моделей пассажирских самолетов с гондолами ТРДД и без них позволяют установить закономерности изменения коэффициента сопротивления Сх с ростом угла атаки а и числа М

Ш.

Влияние компоновки гондола +планер на сопротивление само­лета при С*-const оценивается, исходя иа соотношения

«,=-§НСя-С„), (2.8)

« о М. Г.

где СхГ —коэффициент

сопротивления гондол ТРДД с пилонами, установленными на модели самолета, отнесенный к площади миделевого сечения гондолы, называемый ниже “коэффициентом сопротивления компоновки”;

Сх—коэффициент сопротивления модели самолета с гондолами двигателей; I

Сх2 —коэффициент сопротивления модели самолета беЬ гондол

Sup —площадь крыла(в плане);

п—число гондол двигателей;

S м. г. —площадь миделевого сечения гондолы..

Таким образом, в величине коэффициента сопротивления учтены значения коэффициентов внешнего сопротивления обечаек вентилятора, газогенератора и пилона, внутреннего сопротивления протоков гондол и интерференции’ с планером самолета. При испытаниях моделей с протоком воздуха в гондолах не моделируются струи вентилятора и газогенератора и другие элементы гондолы. Поэтому величины Сїг, определенные по приведенному выше выражению, не могут быть использованы непосредственно для вычисления потерь тяги двигателей. Однако испытания моделей гондол с протоками позволяют выявить основные качественные закономерности, характеризующие размещение двигателей на самолете. На рис.2.56 приведены типичные зависимости коэффициента С*у от коэффициента подъемной силы самолета для двух схем размещения двигателей. Из этих зависимостей следует, что коэффициент С*г гондол ТРДД, расположенных на пилонах под крылом, достигает минимальных значений при больших значениях Су, в то время как в случае гондол ТРДДрасположенных на пилонах в хвостовой части фюзеляжа, он не изменяется при изменении Су. Приведенные зависимости C*x?=f(Cy) указывают на то, что в случае расположения гондол ТРДД под крылом интерференция крыла с гондолами при Су=0 всегда более значительна, чем гондол с фюзеляжем в случае размещения их на пилонах по бокам хвостовой части фюзеляжа. Различие в этих зависимостях для рассматриваемых схем расположения гондол ТРДД на самолете определяется характером распределения давления по поверхности фюзеляжа и крыла с увеличением угла атаки и числа М. Более равномерные и умеренные поля давления на фюзеляже, в отличие от интенсивно изменяющегося распределения давления по хорде крыла и главным образом в носовой его части, не вносят значительных изменений в характеристики системы пилон+фюзеляж с ростом Су и коэффициент сопротивления интерференции в этом случае практически постоянная

Рис.2.56. Типовые зависимости С у =- f (С%г) при М=const для моделей самолетов с двигателями, расположенными на пилонах под крылом или в хвостовой части фюзеляжа

величина. Коэффициент сопротивления формы и поверхностного трения гондол ТРДД в узком дианазоне а (или Су) изменяется незначительно. Поэтому С? г гондол, расположенных на пилонах в хвостовой части фюзеляжа, практически не зависит от изменения а(Су), в то время как в случае гондол, расположенных на пилонах под 1 крылом, этот коэффициент значительно уменьшается с увеличением а (Су).

При умеренных углах атаки, соответствующих режимам крейсерского полета, (Су=0,4—0,6), интерференция гондол двигателей, расположенных на нижней поверхности, с крылом зависит от развития на крыле волнового кризиса. Исследования показывают, что при докритических скоростях(М<М кр)сопротивление гондол заданной формы сравнительно слабо зависит от аэродинамической компоновки крыла. Однако, когда на верхней поверхности крыла возникают развитые сверхзвуковые зоны, сопротивление гондол, как правило, существенно возрастает, рис.2.57. Увеличение стреловидности крыла, смещая развитие волнового кризиса в сторону больших чисел Маха, соответственно вызывает более позднее увеличение сопротивления, обусловленное скоростной интерференцией.

Даже существенное изменение формы сверхкритического крыла за счет развитого наплыва по передней кромке(* п. к—70°) и увеличение стреловидности до 40° практически не изменяет величины и характера протекания коэффициента сопротивления гондол с ростом

числа Маха в диапазоне докритического для данного крыла режима обтекания, рис.2.57.

Рис.2.57. Обобщенная зависимость коэффициента сопротивления гондол двигателей со степенью двухконтурности тъ5 на пилонах под крылом при Су=0,5 для моделей самолетов со стреловидными сверхкритическими крыльями

Для компоновок гондол, расположенных на пилонах на верхней поверхности крыла, определяющим соответственно является характер обтекания верхней поверхности крыла. Поэтому картина изменения коэффициента сопротивления таких гондол с ростом угла атаки и Су в целом противоположна той, какая наблюдается для гондол под крылом, рис.2.58. Т. е. минимальная интерференция для таких компоновок реализуется на малых углах атаки и их более целесообразно рассматривать для слабо нагруженных крыльев.

Такой же характер изменения сопротивления гондол наблюдается и у компоновок, когда гондола расположена непосредственно на верхней поверхности крыла (без пилонов), рис.2.59. При этом из-за вредной интерференции с верхней поверхностью сопротивление таких гондол может существенно возрастать с ростом Су даже при числах Маха, когда влияние сжимаемости мало.

Стреловидное крыло создает в области расположения гондолы

Рис.2.58. Типовая зависимость С*г — /(Су) при М = const для гондол двигателей, расположенных на пилонах под и над крылом относительно потока. Наиболее просто это можно обеспечить выбором соответствующих углов разворота пилона и гондолы. На рис.2.61 показано типичное влияние угла заклинения и угла разворота гондолы относительно набегающего потока на сопротивление компоновки пилон +гондола для моделей пассажирского самолета. Исследования показывают, что для гондол, расположенных у передней кромки, оптимальная величина угла заклинения составляет около + Г — і — 3° и слабо зависит от аэродинамической компоновки крыла. Существует также определенный угол разворота, при котором сопротивление компоновки пилона с гондолой является минимальным. Величина оптимального угла разворота зависит от стреловидности крыла и положения гондолы по размаху. Для крыльев со стреловидностью 25 + 30° она находится в пределах от—2 до—0,5°.

Следующим шагом в уменьшении сопротивления интерференции является ориентация поверхности пилона в соответствии с местными линиями тока. Исследования показывают, что компоновка пилона с гондолой, ориентированная точно по линиям тока изолированного крыла, не является оптимальной. Минимум сопротивления реализуется при степени деформации ц составляющей 0,5 + 0,75 от полной

по линиям тока, где л< = 1,рис.2.£>2.

Подчиняя компоновку пилон+гондола под(над)крылом принципу разнесения полей скоростей, необходимо обеспечить оптимальный вынос двигателей по хорде (параметр 7К кормы, отнесенный к местной хорде крыла), оптимальное расположение по высоте гондолы ТРДД относительно плоскости хорд крыла (параметр h, = h г/D г) и угол заклинення гондол <р г относительно местной хорды крыла.

Для гондол, расположенных у передней кромки крыла, характерно уменьшение подъемной силы в сечениях крыла, тем больше, чем. меньше гондолы выдвинуты вперед. Уменьшение несущих свойств крыла при фиксированном угле атаки наряду с увеличением индуктивного сопротивления приводит к возрастанию профильного

сопротивления крыла, особенно на больших скоростях. При смещении соплового среза гондолы далеко за заднюю кромку крыла, наоборот, наблюдается увеличение несущих свойств крыла. Этот факт является весьма благоприятным, поскольку позволяет уменьшить угол атаки на крейсерском режиме полета и тем самым уменьшить вклад от сопротивления гондол при заданном коэффициенте подъемной силы. Систематические исследования по влиянию выдвижения гондол вдоль хорды крыла показывают, что наиболее неблагоприятным является в такое положение, когда гондола располагается непосредственно под крылом, рис.2.63. В этом случае происходит также максимальная потеря подьемной силы. При выдвижении гондол из этой области как вперед, так и за заднюю кромку крыла величина сопротивления существенно уменьшается.

На рис.2.64 приведена зависимость относительного изменения коэффициента сопротивления АС£г—/(/,йк), а также Cxv—f{<p г) при Су — 0 и 0,5 и М = const. Из этих зависимостей следует, что С*г компоновки гондол на пилонах под крылом можно уменьшить на 30% путем оптимального выноса по хорде (7К-0,85-Ь0,9) при Ът — const и примерно на 15-20% при выборе оптимального положения по высоте(й г = 0,65 — г 1,0) при фиксированном выносе /к=0,85.

Располагая гондолы ТРДД с учетом оптимальных значений 7к — 0,9 — г — 1,0, hr * 0,6 — г 0,8, удается обеспечить минимальное их сопротивление и повысить

качество самолета.

Одним из перспективных направлений повышения экономичности
пассажирских и транспортных самолетов является использование двигателей сверхвысокой степени двухконтурности ТРДД СВ [т — 12-г 20). Поскольку с ростом степени двухконтурности уменьшается удельная тяга, то компоновки гондол ТРДД СВ характеризуются увеличенным диаметром вентилятора и, следовательно, увеличенной относительной площадью миделя гондол по сравнению с компоновками умеренной степени двухконтурности. Поэтому для крыльевой компоновки двигателей такие гондолы приходится поднимать как можно ближе к крылу для обеспечения безопасного просвета между двигателем и поверхностью земли.

Рис.2.64. Обобщенная зависимость относительного изменения коэффициента сопротивления гондол от выноса( 7 к)и смещения вниз(hr), а также от угла заклинения (<р г) относительно хорды крыла при Су=0; 0,5 и М = const

Экспериментальные исследования на моделях показывают, что если сопло вентиляторного контура располагать вблизи передней кромки крыла, а двигатель располагать достаточно близко к крылу, можно добиться максимального снижения интерференционного.

сопротивления на единицу площади миделя гондолы, рис.2.65. И только при увеличении степени двухконтурности свыше 20 имеет место некоторое повышение сопротивления интерференции.

Согласно оценкам, в условиях натурного полета увеличение степени двухконтурности двигателей до т= 20, расположенных в гондолах на пилонах в оптимальном положении перед крылом, практически не приводит к снижению величины аэродинамического качества магистрального пассажирского самолета, рис.2.66.

Следует отметить, что увеличение степени двухконтурности двигателей практически не влияет на несущие свойства и продольную статическую устойчивость модели самолета, рис.2.67.

Исследования показали, что при расположении гондол за крылом на фюзеляже (рис.2.68) увеличение положительного угла заклинення гондол до 2°-гЗ° относительно строительной горизонтали фюзеляжа позволяет уменьшить коэффициент Схг на 25-г 30% и вследствие этого увеличить аэродинамическое качество самолета по сравнению с его значением в случае <р г=0.

Влияние степени двухконтурности гондол ТРДД Рис.2.67. Влияние степени двухконтурности гондол ТРДД на зависимости Су, модели самолета при М=0,78 В случае расположения двигателей в хвостовой части фюзеляжа для достижения минимума коэффициента сопротивления, приближающегося к коэффициенту поверхностного трения, боковые гондолы располагают таким образом, чтобы в местах сопряжения пилон+гондола+фюзеляж устранить диффузорные участки, которые могут привести к возникновению отрыва потока. С этой целью используется разворот гондол в горизонтальной плоскости под углом 0 г ~ + 1,5°…2°(рис.2.69), обеспечивающий заметное снижение коэффициента сопротивления компоновки.

При размещении гондол двигателей на пилонах в хвостовой части фюзеляжа горизонтальное оперение располагается над двигателями в Т-образном, или высоком, положении относительно фюзеляжа. В отношении сопротивления и аэродинамического качества при расчетных значениях СУу соответствующих Кт а х,

рассматриваемые схемы расположения гондод ТРДД при оптимальных параметрах их установки соответственно под крылом и в хвостовой части фюзеляжа характеризуются практически одинаковыми значениями максимального аэродинамического качества в диапазоне М ~ 0,7 — г 0,95(рис.2.70).

Рис.2.70. Зависимость Яшах и (Яшах* М)—/(М)для модели самолета с гондолами, расположенными на пилонах под крылом и гондолами двигателей в хвостовой части фюзеляжа

Исследования показали, что самолет с Т-образным хвостовым оперением и гондолами двигателей, расположенными на пилонах в хвостовой части фюзеляжа, характеризуется продольной статической неустойчивостью при больших углах атаки {а > 16° — і-18°). Этот же самолет с гондолами двигателей под крылом и палубным расположением горизонтального оперения статически устойчив по всем исследованном диапазоне углов атаки(рис.2.71).

В ЦАГИ разработаны компоновки пассажирского самолета с отбором пограничного слоя фюзеляжа в двигатели. В этом случае двигатели, имеющие кольцевой воздухозаборник, помещаются внутри хвостовой части фюзеляжа. Как показали исследования ЦАГИ, хвостовые двигатели через кольцевой воздухозаборник с последующей системой выброса забирают пограничный слой фюзеляжа и тем самым несколько уменьшают его сопротивление. Известно, что при таких компоновках коэффициент внешнего сопротивления самолета будет зависеть от расхода воздуха через двигатель, так как при изменении его величины изменяется доля поступающего в двигатель пограничного слоя. Вследствие забора пограничного слоя фюзеляжа в двигатели и последующего его выброса с большой скоростью снижаются потери в следе и, следовательно, уменьшается сопротивление самолета в целом. Кроме того, аэродинамическое качество самолета увеличивается вследствие уменьшения суммарной площади миделя самолета.

Рис.2.71. Зависимости Су, т*=/(а)при М-0,4 и М—0,85 для моделей самолетов с гондолами, расположенными на пилонах под крылом, и гондолами двигателей в хвостовой части фюзеляжа

На рис.2.72 приведены результаты испытаний модели пассажирского самолета с двумя гондолами ТРДД, расположенными на пилонах по бокам фюзеляжа, и этой же модели с кольцевым воздухозаборником (с забором пограничного слоя в двигатели). В испытаниях приведенный коэффициент расхода воздуха /тлх через кольцевой воздухозаборник при М = 0,85 составлял примерно 0,38, однако при этом его значении внешнее сопротивление модели, выполненной под компоновку двух ТРДД в хвостовом отсеке, меньше, чем при компоновке ТРДД по бокам хвостовой части фюзеляжа. Так, А С* ~ 0,0025 при Су—0 и Л Сх^ 0,001 при Су = 0,4 — f — 0,5, что позволяет увеличить максимальное аэродинамическое качество модели самолета на /£пах~0,8.

Рис.2.72. Сравнение зависимостей Су=/(Сх), К=/(СУ)при Cx~f (М)при Су~0,4 для модели самолета с двигателями, расположенными на пилонах по бокам фюзеляжа и двигателями, расположенными внутри хвостовой части фюзеляжа с кольцевым воздухозаборником (с забором пограничного слоя) Характеристики подъемной силы и момента тангажа для обеих компоновок практически совпадают в исследованном диапазоне чисел М и углов атаки.