Полезная интерференция несущих поверхностей, фюзеляжей и воздухозаборников воздушно-реактивных двигателей при больших сверхзвуковых скоростях

Тип работы:
Реферат
Предмет:
ТЕХНИЧЕСКИЕ НАУКИ


Узнать стоимость

Детальная информация о работе

Выдержка из работы

__________УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ ЦАГИ
Том XXIX 1 99 8
№ 1−2
УДК 629. 735. 33. 015. 3:533. 695
ПОЛЕЗНАЯ ИНТЕРФЕРЕНЦИЯ НЕСУЩИХ ПОВЕРХНОСТЕЙ, ФЮЗЕЛЯЖЕЙ И ВОЗДУХОЗАБОРНИКОВ ВОЗДУШНО-РЕАКТИВНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ ПРИ БОЛЬШИХ СВЕРХЗВУКОВЫХ
СКОРОСТЯХ
Н. В. Воеводенко, А. А. Губанов, В. В. Коваленко,
М. Ф. Притуло, Т. М. Притуло
Исследуются возможности повышения аэродинамического качества летательных аппаратов при больших сверхзвуковых скоростях за счет благоприятной интерференции фюзеляжей, несущих поверхностей и воздухозаборников воздушно-реактивных двигателей. Положительные аффекты достигаются путем уменьшения лобового сопротивления, обусловленного объемом. повышением интенсивности предварительного сжатия потока перед воздухозаборниками, обеспечением благоприятных для размещения воздухозаборников поперечных скосов потока и соответствующим выбором ориентации поверхностей торможения воздухозаборников. Рассматриваются варианты фюзеляжей с клиновидной и конусообразной носовыми частями. В первом случае используется компоновка несущей поверхности и фюзеляжа, сформированная на базе биплана Буземана, во втором — на основе идей Ферри о положительной интерференции крыла и фюзеляжа, целиком расположенного под ним.
При оптимизации аэродинамических компоновок летательных аппаратов (ЛА) с воздушно-реактивными двигателями (ВРД), предназначенных для полета с большими сверхзвуковыми скоростями, соответствующими числам Маха Мк & gt- 3, значительное внимание необходимо уделять интеграции планера и силовой установки. Одной из наиболее важных составляющих такой интеграции является оптимизация форм и взаимного расположения фюзеляжей, несущих поверхностей и воздухозаборников.
На некоторые пути реализации положительной интерференции указывают результаты асимптотической теории взаимодействия элементов планера и воздухозаборников ВРД. Простые аналитические формулы, полученные в результате разложений газодинамических величин в асимптотические ряды по степеням малого параметра и отбра-
сывания внепорядковых членов, позволили выявить качественные закономерности этого взаимодействия и сформулировать общие принципы оптимизации.
Обоснование данной теории и ее основные качественные результаты представлены в работе [1]. В частности, там рассматривались простейшие компоновки плоских крыльев с расположенными под ними воздухозаборниками с небольшой относительной площадью входа (рис. 1). Если воздухозаборник находится в окрестности продольной
Вариант 1 Вариант 2
Рис. 1. Сравнение двух компоновок с одинаковыми по форме, но по-разному ориентированными к набегающему потоку крыльями
оси крыла, плоскость его передних кромок перпендикулярна этой оси, а внешняя поверхность воздухозаборника цилиндрическая, то при работе воздухозаборника на режиме максимального расхода воздуха суммарный коэффициент внешнего лобового сопротивлени компоновки крыла с воздухозаборником определяется по формуле
сХа =сХат-(м1−1)Аи2, (1)
где сХдт — коэффициент лобового сопротивления изолированного
крыла, А — отношение площади входа воздухозаборника к характерной площади, используемой при определении аэродинамических коэффициентов, и — продольная составляющая возмущения скорости течения под крылом в области расположения воздухозаборника. Как видно из формулы (1), интерференционный член, учитывающий аэродинамическое взаимодействие планера и воздухозаборника, приводит к уменьшению внешнего лобового сопротивления компоновки, причем это уменьшение прямо пропорционально квадрату величины и, в данном случае характеризующей интенсивность локальных возмущений. Учитывая, что в рассматриваемом случае коэффициенты аэродинамической подъемной силы компоновки и изолированного крыла практически совпадают:
°Уа * СУа™'
а коэффициент расхода воздухозаборника вычисляется по формуле
/ =1 — (м" - '-)& quot-¦
можно заключить что при обеспечении торможения потока крылом в области расположения воздухозаборника (при и& lt-0) реализуется полезная взаимная интерференция, т. с., с одной стороны, улучшаются внешние аэродинамические характеристики компоновки, в частности аэродинамическое качество, и, с другой стороны, повышаются основные характеристики воздухозаборника, такие, как коэффициент расхода и, вследствие уменьшения местных значений числа М, коэффициент восстановления полного давления.
Рассматриваемые эффекты аэродинамической интерференции элементов планера и воздухозаборников при сверхзвуковых скоростях приводят к существенному изменению привычных представлений о выборе оптимальных аэродинамических форм. Среди компоновок, представленных на рис. 1, в которых используются одинаковые, но по-разному ориентированные к набегающему потоку крылья, компоновка первого варианта, имеющая нестреловидную переднюю кромку крыла, благодаря более интенсивному местному торможению потока, обладает преимуществами перед компоновкой второго варианта как по характеристикам воздухозаборника, так и по аэродинамическому качеству, в то время как по теореме обратимости коэффициенты лобового сопротивления и подъемной силы изолированных крыльев обоих вариантов совпадают.
Вклад интерференционных членов, как следует из качественного рассмотрения характера его изменения по числам Мж и конкретных расчетов, представленных, в частности, в работе [1], резко возрастает с увеличением сверхзвуковой скорости полета ЛА.
В данной статье исследуются возможности усиления преимуществ предварительного сжатия потока перед воздухозаборниками для повышения аэродинамического качества и уменьшения потерь полного давления в процессе торможения воздуха перед его поступлением в камеры сгорания ВРД. С целью достижения высоких значений аэродинамического качества предварительно оптимизируется конфигурация «несущая поверхность — корпус». В полученных оптимизированных компоновках эффекты сжатия потока несущей поверхностью и фюзеляжем взаимно усиливаются, и при этом достигаются выгодные для размещения воздухозаборников поля возмущенных скоростей потока.
1. Первая из рассматриваемых здесь компоновок несущей поверхности с корпусом формируется на базе биплана Буземана.
Биплан Буземана, известный с 1935 г. [2], является классическим примером конфигурации, в которой полезная интерференция элементов приводит к устранению волнового сопротивления, обусловленного объемом. В компоновках ЛА с ВРД он приобретает дополнительное преимущество — возможность размещения воздухозаборника (или нескольких воздухозаборников) в имеющейся области сильно заторможенного сверхзвукового потока, прошедшего через два косых скачка уплотнения. Это позволяет значительно улучшить характеристики воздухозаборника и одновременно с этим, вследствие захвата воздухозаборником заторможенного потока, сохранить эффект устранения внешнего волнового сопротивления.
Возможная конфигурация передней части сверхзвукового ЛА с воздухозаборником, сформированная на основе биплана Бузсмана, представлена на рис. 2. Перед воздухозаборником располагается так называемый коробчатый экран, внутренний канал которого состоит из
баковая щеки Верхняя крышка Иомцхизабернм
Рис. 2. Возможная конфигурация передней части снсрхзнуко-вого ЛА с воздухозаборником, сформированная на основе биплана Буземана
двух поверхностей торможения (нижней поверхности, являющейся одновременно частью поверхности корпуса, и верхней специальной несущей поверхности), а также боковых щек, препятствующих пространственному растеканию заторможенного воздуха. Геометрические параметры выбираются так, чтобы на расчетном режиме обтекания косой скачок уплотнения, вызванный нижней поверхностью коробчатого экрана, лежал в плоскости передних кромок боковых щек и верхней несущей поверхности, а отраженный скачок уплотнения, идущий от передней кромки несущей поверхности, попадал на линию излома поверхности корпуса. После прохождения через коробчатый экран часть заторможенного воздуха захватывается обычным плоским воздухозаборником внешнего сжатия, а оставшаяся часть перепускается во внешний поток через щели, образованные задними кромками коробчатого экрана и передними кромками воздухозаборника. Эти щели необходимы для слива пограничного слоя со всех четырех внутренних поверхностей коробчатого экрана и для обеспечения запуска воздухозаборного устройства в требуемом диапазоне условий обтекания без какого-либо регулирования.
Для проверки работоспособности воздухозаборника с коробчатым экраном, а также для оценки внешних аэродинамических характеристик перспективного ЛА в ЦАГИ были выполнены специальные экспериментальные исследования. В аэродинамических трубах СВС-2 и Т-116 испытывались две схематизированные модели с различными геометрическими параметрами. Модель 1 имела корпус квадратного поперечного сечения, модель 2 — прямоугольного с отношением ширины к высоте Ь / И =¦ 0,8. Общий вид одной из моделей (модели 1) представлен на рис. 3. Расчетный режим обтекания моделей: Мх = 4, а = 5°. На этом режиме сверхзвуковой поток, проходя черех коробчатый экран, отклоняется в косых скачках уплотнения дважды на угол, равный 5°. Местное значение числа М в возмущенном потоке на выходе из коробчатого экрана при этом составляет М0 = 3,32, а коэффици-
Рис. 3. Общий вид экспериментальной модели У, имеющей воздухозаборник с расположенным перед ним коробчатым экраном. Расчетный режим:
М" = 4. а = 5°
ент восстановления полного давления в этом потоке — '-0 =0,98. Расчетное значение коэффициента расхода воздухозаборника: /р = 1,83.
(При вычислении представленных здесь расчетных характеристик влияние пограничного слоя, образующегося на внутренних поверхностях коробчатого экрана, не учитывалось.) Для анализа эффектов интерференции конструкция моделей позволяла проводить исследования аэродинамических характеристик различных комбинаций их элементов.
Эксперименты подтвердили реализацию расчетной схемы течения и показали, что запуск сверхзвукового течения в коробчатом экране с выбранными геометрическими параметрами происходит при числах Мж & gt- 2,5. Вследстие благоприятной интерференции при установке на одной из моделей верхней несущей поверхности и боковых щек коробчатого экрана (при наличии воздухозаборника) максимальное аэродинамическое качество не уменьшалось, несмотря на собственное волновое сопротивление этих элементов, увеличение сопротивления трения, связанное с ростом площади омываемой потоком поверхности, и перепуск около 1/3 заторможенного экраном воздуха во внешний поток. На рис. 4 представлена обобщенная зависимость максимального аэродинамического качества К
птах 6 Г
тах
от отношения
площади миделевого сечения корпуса к площади модели в плане 5 М = 5 М / 5ПЛ, построенная по результатам исследований двух моделей без крыльев и с крыльями различной площади при Мх = 4.
Результаты, использованные для построения этой зависимости, получены при испытаниях моделей с идентичными крыльями торможения воздухозаборников, имеющими конечный
10
Рис. 4. Экспериментальная зависимость при Мк, = 4 максимального аэродинамического качества Ктах от отношения площади миделевого сечения корпуса к площади модели в плане 5 М = 5 М / *УПл
угол наклона 0К = 22° и обеспечивающими на расчетном режиме обтекания модели коэффициент восстановления полного давления воздухозаборного устройства утах = 0,44 (относительная площадь «горла» воздухозаборника Рг при этом равнялась 0,39). Полученные значения Кт. 1Х являются высокими для числа Мда = 4, хотя имеются резервы повышения аэродинамического качества за счет уменьшения внешнего угла наклона обечайки воздухозаборника, который для данных моделей был выбран большим с целью обеспечения возможности варьирования параметров клиньев торможения.
Следует отметить, что путем увеличения конечного угла наклона поверхности клина торможения воздухозаборника до 0К = 30° и
уменьшения площади «горла» до ГТ = 0,27 при расчетном режиме обтекания модели было достигнуто значение тах =0,57, что существенно превышает уровень стандартной зависимости коэффициента восстановления полного давления от числа Мж для воздухозаборников внешнего сжатия. Это повышение '-тах, правда, сопровождалось уменьшением максимального аэродинамического качества модели на 0,2 в случае. Ум = 5,6%.
2. Рассматривая интерференцию крыла и фюзеляжа, Ферри |3| предложил расположить фюзеляж под крылом, для того чтобы он повышал давление на нижней поверхности крыла и тем самым создавал подъемную силу более эффективным способом, т. е. с меньшим лобовым сопротивлением, чем при использовании изолированного крыла. В компоновке с треугольным крылом при этом удобно использовать конусообразную носовую часть фюзеляжа так, чтобы головной скачок уплотнения, идущий от общей вершины крыла и фюзеляжа, на расчетном режиме обтекания присоединялся к передним кромкам крыла. Область интерференции носовой части фюзеляжа и несущей поверхности в данном случае, как и при обтекании конфигурации типа биплана Бу-земана, может рассматриваться как очень выгодная для размещения воздухозаборников с той особенностью, что в ней заторможенный сверхзвуковой поток имеет поперечные скосы, по порядку величины совпадающие с характерным полууглом раствора носовой части фюзеляжа. Эти скосы при соответствующей ориентации поверхностей торможения воздухозаборников могут использоваться для дополнительного улучшения их характеристик.
Действительно, если, например, в поле возмущенного сверхзвукового потока, имеющего поперечный скос, расположить первую ступень торможения плоского воздухозаборника (с прямоугольным поперечным сечением входа) так, чтобы ее поверхность была ориентирована параллельно продольной оси ЛА и вместе с тем перпендикулярно к вектору поперечной составляющей возмущенной скорости потока, то эта ступень будет создавать скачок уплотнения и осуществлять торможение потока, направляя его вдоль продольной оси. Далее сверхзвуковой поток может отклоняться в воздухозаборнике до максимального угла 0К, который ограничивается допустимым углом поднутрения обечайки воз-
духозаборника и должен выбираться, вообще говоря, путем оптимизации с учетом конкретных требований к ЛА. Таким образом, наличие поперечного скоса потока в области расположения воздухозаборника, по существу, создает возможность установки дополнительной ступени торможения, предшествующей клину торможения воздухозаборника, которая, обеспечивая сжатие потока, не включается в ограничиваемую величину максимального угла отклонения потока в воздухозаборнике.
Для получения высоких аэродинамических характеристик компоновки ее геометрические параметры должны быть оптимизированы. Прямой вариационный метод решения задачи об определении оптимальной формы комбинации крыла с расположенным под ним фюзеляжем, обеспечивающей максимальное аэродинамическое качество при заданном коэффициенте подъемной силы, основанный на варьировании углов наклона элементов поверхности конфигурации, границы которых выбираются с учетом особенностей распространения возмущений при сверхзвуковых скоростях, предложен в работе [4]. Там же представлен конкретный результат решения этой задачи для числа Мк = 4 — оптимальная форма комбинации треугольного в плане крыла, имеющего отрицательную поперечную К-образность, и расположенного под ним фюзеляжа с относительной площадью миделевого сечения 5 М =4,8%. Максимальное аэродинамическое качество оптимизированной компоновки на 10% выше, чем у комбинации того же крыла с осесимметричным фюзеляжем, имеющим аналогичное распределение площадей поперечных сечений по длине. Полученный результат подтвержден экспериментом в аэродинамической трубе ЦАГИ Т-114.
Оптимизированная конфигурация обеспечивает высокую интенсивность торможения и равномерность местных полей течения в окрестностях линий соединения поверхностей фюзеляжа и крыла. Вследствие этого обеспечиваются высокие характеристики воздухозаборников при их расположении в указанных областях с учетом описанных выше рекомендаций по использованию поперечных скосов. Полученная в итоге компоновка крыла с фюзеляжем и воздухозаборниками представлена на рис. 5. Воздухозаборники имеют квадратные поперечные сечения со стороной я = 0,032?, где Ь — длина, измеряемая от общего носка фюзеляжа и крыла до плоскости донного среза.
Плоскости входа воздухозаборников И Рис. 5. Общий вид оптимизированной конфигурации «крыло — фюзеляж» с воздухозаборниками квадратного поперечного сечения
передние кромки их обечаек расположены на расстоянии х0 = 0,675Х, а
передние кромки поверхностей торможения водухозаборников — на расстоянии. *1 = 0,5// от носка. Передние кромки обечаек воздухозаборников присоединяются к поверхности крыла в точках, лежащих практически на линиях соединения крыла и поверхности фюзеляжа. Отношение суммарной площади входа воздухозаборников к площади компоновки в плане составляет 2/о = 0,58%.
Для оценки возможного увеличения аэродинамического качества такой компоновки за счет положительной интерференции элементов планера (крыла и фюзеляжа) с воздухозаборниками можно предположить, что все элементы внешних поверхностей воздухозаборников и гондол двигателей параллельны строительной горизонтали, совпадающей с линией пересечения плоскостей нижних поверхностей консолей крыла, и выполнить соответствующие расчеты аэродинамических характеристик с использованием формул из работы [1] для учета влияния протоков воздуха через двигатели.
Результаты численных расчетов осредненных параметров потока в сечениях входа воздухозаборников, а также относительного уменьшения внешнего лобового сопротивления компоновки за счет захвата воздухозаборниками возмущенного потока при числе Мж = 4 и различных углах атаки, а представлены в следующей таблице.
а 0 2° 4° 6° 8° 10°
Щ 3. 438 3,307 3,175 3. 029 2. 894 2,763
'-'0 0,9648 0,9601 0,9406 0. 8928 0. 8550 0,8136
/ 1,615 1,816 2,016 2. 197 2. 393 2,580
Асх, % ха 3,05 3. 49 3. 43 3,23 2. 98 2. 72
& amp-Ха /20 5. 23 5,99 5,88 5,55 5,12 4,68
В таблице использованы следующие обозначения:
м0 — осредненное по площади местное значение числа М в сечении входа воздухозаборника, вычисленное с учетом возмущений потока комбинацией «крыло — фюзеляж» и начальной ступенью торможения воздухозаборника, параллельной строительной горизонтал конфигурации-
'-о — отношение полного давления возмущенного потока в сечении входа к полному давлению в невозмущенном течении, вычисленное аналогично М0-
/ - максимальное значение коэффициента расхода воздухозаборника-
ДсЛй,% - отношение уменьшения лобового сопротивления компоновки за счет захвата воздухозаборниками возмущенного потока к лобовому сопротивлению компоновки «крыло — фюзеляж», вычисленному с учетом поверхностного трения (при числе Рейнольдса Яе^ = 2 • 107) —
Дс. /2/71 — отношение величины Дс. к относительной площади
•'-(7 '- и ли
входа воздухозаборников 2/|), показывающее, какая величина уменьшения лобового сопротивления за счет интерференции приходится на каждый процент относительной площади входа воздухозаборников.
Использованные расчетные методы и программы представлены в работах |5|, |6].
Анализ полученных данных показывает, что характеристики воздухозаборников в рассматриваемой компоновке значительно улучшаются по сравнению, например, с лобовыми плоскими воздухозаборниками внешнего сжатия. Эффективность предварительного торможения потока в параметрах ДМ = Мк — М0 и Ду = 1 — 0 представлена в виде графика на рис. 6. Для сопоставления в тех же координатах представлена точка, которая соответствует сверхзвуковому потоку, заторможенному первой ступенью лобового плоского воздухозаборника, имеющий угол наклона 0[ = 10° к направлению нсвозмущенного набегающего потока с = 4. Видно, что в диапазоне углов атаки 2°& lt-<-х<-5° рассматриваемая компоновка обеспечивает более интенсивное предварительное торможение потока, причем с меньшими потерями полного давления, чем упомянутая первая ступень. Учитывая, что оптимальный конечный угол наклона поверхности торможения лобового воздухозаборника внешнего сжатия для числа Мж = 4 близок к 30°, можно сделать вывод о том, что в рассматриваемой компоновке крыла с фюзеляжем и воздухозаборниками, по крайней мере,
Д),
%
15
Ю
а=/7
0,5
1
Рис. 6. Эффективность предварительного торможения потока в рассматриваемой компоновке (сплошная кривая) по сравнению с лобовыми плоскими при углах атаки 2°& lt-(Х & lt-5° может быть воздухозаборниками внешнего сжатия с- - и (точка 0| = 10°)
обеспечен приемлемый уровень коэф- 1
фициента восстановления полного давления воздухозаборников при угле 0К «20°, который соответствует дополнительному углу отклонения потока в оптимальном лобовом воздухозаборнике после торможения первой ступенью. Вместе с тем угол 0К «20° еще не требует поднутрения обечайки и, таким образом, все элементы внешних поверхностей воздухозаборников, действительно, могут быть параллельными строительной горизонтали. Поэтому прогнозируемые приращения аэродинамического качества вполне реализуемы.
Коэффициент расхода воздухозаборников, достигаемый в данной компоновке, высок (/ а 2 при, а = 4°), вследствие чего размеры воздухозаборников, необходимые для обеспечения требуемых расходов воздуха через двигатели, могут быть небольшими.
Приведенные в таблице значения Дсх свидетельствуют о возможности повышения максимального аэродинамического качества компоновки при, а * 3° на 3,4−3,5%, см. [4], (влияние воздухозаборников на аэродинамическую подъемную силу в рассматриваемой компоновке, как показали расчеты, незначительно). При этом следует отметить, что на каждый процент относительной площади входа воздухозаборников приходится уменьшение лобового сопротивления на 5,5−6%, а это существенно выше, чем при установке воздухозаборника под изолированным плоским крылом с нестреловидной передней кромкой (рис. 1, вариант 1), когда аналогичная величина в соответствии с результатами, приведенными в работе [1], при числе Мк = 4 не превышает 1,3%. Рассматриваемая компоновка крыла, фюзеляжа и воздухозаборников, таким образом, отличается повышенным использованием эффектов полезной интерференции элементов.
Работа выполнена при поддержке Российского фонда фундаментальных исследований (проект 96−01−629).
ЛИТЕРАТУРА
1. Губанов А. А. Притуло М. Ф. Ручьев В. М. О минимуме сопротивления летательного аппарата с учетом протока воздуха через двига-тель//Тсхника воздушного флота, — 1982, № 2−3.
2. Buscma nn A. Aerodynamieher Auftrieb bei Uberchallgeschwindigkeit.
Atti del V Conveguo «Volta», Rome. Reale Academia d'-ltalia.- 1935.
3. Ferri A. Clarke J. Ting L. Favorable interference in lifting systems in supersonic flow//J. Aeron. Sci.- 1957. vol. 24. N 11.
4. Притуло Т. М., Хлевной В. В. Яковлева В. А. Оптимизация конфигурации «крыло — фюзеляж» с использованием полезной интерференции при сверхзвуковых скоростях//Ученые записки ЦАГИ.- 1995.
Т. XXXII, № 3−4.
5. Воеводенко Н. В. Возможности расчета обтекания летательных аппаратов сложных форм при больших сверхзвуковых числах Маха с использованием гиперзвуковой теории малых во з м v ше н и й //У чс н ы е записки ЦАГИ.- 1988. Т. XIX. № 6.
6. Kovalenko V. V. К h 1 е v п о у V. V. Complex of computer codes for calculating the supersonic flow over vehicles//Proceedings of the Second Sino-Russian Symposium on Aerodynamics. Beijing. Chinese Aeronautics and Astronautics Establishment.- 1992.
Рукопись поступила 29/XIl 1996 г.

ПоказатьСвернуть
Заполнить форму текущей работой