close

Вход

Забыли?

вход по аккаунту

?

Физическое обоснование и построение алгоритма оценки сопротивления и перерасхода топлива при непреднамеренных отклонениях интерцепторов на малые углы..pdf

код для вставкиСкачать
НАУЧНЫЙ ВЕСТНИК МГТУ ГА
серия Аэромеханика и прочность
2009
№ 138
УДК 629.735.015
ФИЗИЧЕСКОЕ ОБОСНОВАНИЕ И ПОСТРОЕНИЕ
АЛГОРИТМА ОЦЕНКИ СОПРОТИВЛЕНИЯ И ПЕРЕРАСХОДА
ТОПЛИВА ПРИ НЕПРЕДНАМЕРЕННЫХ ОТКЛОНЕНИЯХ
ИНТЕРЦЕПТОРОВ НА МАЛЫЕ УГЛЫ
Д.О. ЛУШКИН
Статья представлена доктором технических наук Кощеевым А.Б.
В работе представлена методика расчета дополнительного сопротивления самолета, вызванного малыми
отклонениями интерцепторов в крейсерском полете, и сравнение результатов расчета с летными данными.
Одним из источников дополнительного сопротивления и расхода топлива самолета в
крейсерском полете являются непреднамеренные отклонения интерцепторов (или воздушных тормозов) так называемый "отсос". Это явление вызывается упругими деформациями
крыла и проводки системы управления интерцепторами или разрегулировкой системы
управления.
Интерцепторы в полете отклоняются до 5°. Этот диапазон углов мало исследован. При
продувках в аэродинамических трубах минимальные углы отклонения интерцепторов, как
правило, моделируются с 10° (реже с 5°), так как из-за малого масштаба модели меньшие углы трудно обеспечить. Известно, что при малых углах отклонения эффективность интерцепторов резко падает (так называемая "мертвая зона").
В распоряжении автора имелись данные одного эксперимента – продувки крупномасштабной модели самолета Ту-204 в АДТ Т-101 ЦАГИ, где интерцепторы отклонялись на
2,5°. С использованием этих данных и по общим соображениям была построена эмпирическая методика расчета дополнительного сопротивления при малых углах отклонения интерцепторов, которая была проверена по летным данным.
Как показывают данные продувок в АДТ, отклонение интерцепторов приводит к смещению вершины поляры без изменения отвала:
cx(δи ≠ 0) = cxо + ∆cxи + А ⋅ (cyг.п. – Су* + ∆ cyи)2,
где ∆cxи, ∆cyи = f (М, δи) – приращения от отклонения интерцепторов при постоянном угле
атаки.
Для фиксированного cy горизонтального полета:
∆cxиΣ = ∆cxи + А ⋅ [(cyг.п. – cy* + ∆cyи)2 – (cyг.п. – cy*)2],
с yг.п.
с yг.п.
тогда
К δи =0 =
=
c
c + ∆c
x
x
xиΣ
Определим приращение сопротивления ∆cxи. Пусть на крыле самолета имеется n секций
интерцепторов (или воздушных тормозов) – в сумме на правой и левой консоли, так как отклонения могут быть несимметричными.
∆cxи = ∆cx(δи max) ⋅ ∑ Кcxi; Кcxi = Кsi ⋅ Кcx(δi),
S
где Кsi = iообс – коэффициент, учитывающий отношение обслуживаемой площади крыла
S Σобсл
i–й секцией интерцепторов к общей площади крыла, обслуживаемой интерцепторами,
∆cx(δи max) – приращение cx при максимальном отклонении интерцепторов, зависящее от чис∆c y ( δ i )
– учитывает угол отклонения интерцепторов.
ла Маха, Кcx(δi) =
∆c y ( δ max )
Физическое обоснование и построение алгоритма оценки сопротивления и перераcxода топлива
95
Аналогично:
∆cyи = ∆cy(δи max) ⋅ ∑ Ксуi ; Ксуi = Кsi ⋅ Ксу(δi).
Для определения Ксу используем упомянутый выше эксперимент в АДТ Т-101 при М =
0,2, Re ≈ 5⋅106; δи min = 2,5°. По экспериментальной зависимости ∆mx(δи), учитывая, что ∆cy ∼
∆mx, получаем зависимость Ксу(δи), которая аппроксимируется формулой:
0,0027δ и2,23 при δ и ≤ 6,3°
K cy = 
 0,02δ и
при δ и > 6,3°
Значительное уменьшение Ксу при малых δи (рис. 1) связано с "погруженностью" интерцепторов в пограничный слой . Влияние отклонения интерцептора на коэффициент cy аналогично уменьшению кривизны профиля крыла: параллельный сдвиг зависимости cy(α) без изменения производной cyα и сдвиг поляры на ∆cyи без изменения отвала А. Фиктивный профиль, образованный исходным профилем крыла, пограничным слоем, отклоненным интерцептором и зоной отрыва за интерцептором, имеет как бы отклоненную вверх заднюю кромку. Это эквивалентно уменьшению угла атаки и кривизны профиля. Чем меньше интерцептор выступает из пограничного слоя, тем меньшее влияние он оказывает на внешнее невязкое течение.
Kc y
0.4
0.3
0.2
0.1
о
δи
0.0
0
5
10
15
20
Рис. 1
Рис. 1
Толщина пограничного слоя для условий АДТ Т-101 была рассчитана по методу Труккенбрдта [2]. При распределении давления ср(Х), рассчитанном по программе [1] для М = 0,2,
α = 1°, получены величины hи/δпс(δи), где hи = bи ⋅ tgδи – выступание интерцептора над поверхностью профиля, b – хорда интерцептора.
Зависимость эффективности интерцептора от величины его относительного выступания
аппроксимируется формулой Ксу = 0,1⋅ (hи/δпс )2.23.
Для перехода к натурным условиям выполнен расчет невязкого обтекания крыла и пограничного слоя для натурных условий Re = 20⋅106, М = 0,78; α = 1°. Несмотря на влияние
числа Рейнольдса, в натурных условиях получены величины относительного выступания интерцепторов, такие же, как в АДТ. Это объясняется изменением распределения давления с
ростом числа Маха: увеличивается градиент давления в хвостовой части профиля, появляется скачок уплотнения на верхней поверхности .
Сопротивление тела можно представить, как потерю импульса в следе за телом:
+∞
(
)
Х = b ⋅ ∫ ρ V V − V dy .
∞
−∞
Тогда, если след за интерцептором при малых углах отклонения попадает в спутный пограничный слой, эффективность интерцептора по cx уменьшается. Таким образом, можно
предположить, что Кcx также зависит от величины hи/δп с.
96
Д.О. Лушкин
При малых углах отклонения интерцептор можно представить уступом на поверхности
крыла, расположенным против потока. Как показано в [3, 4], сопротивление такого уступа
пропорционально 1/3-й степени относительного выступания уступа из пограничного слоя.
В первом приближении принимаем формулу для выступающих деталей [4]:
∆с хинт = ∆с x∞и 3
S
где
мид
≡ S мид =
h и Sмид
⋅
,
2δпс S
(1)
h ⋅l
и
– относительный мидель выступающего интерцептора, S – характерная
S
S
площадь (например, площадь крыла), l – размах интерцептора, cx∞и – величина сопротивления (отнесенная к миделю при таком выступании (hи/δпс)∞, начиная с которого ∆cxи перестает
зависеть от hи/δпс; (hи/δпс)∞ = 2,0).
Как показывают расчеты, относительное выступание интерцептора, равное 2, для самолета
Ту-204 достигается при углах отклонения δи = 12,5° при натурных условиях (Re = 20⋅106), а
при трубных условиях (Re = 3⋅106) – при еще бóльших углах. Таким образом, первые две точки
(5° и 10°) экспериментальной зависимости Кcx(δи) (рис. 2), приведенной в аэродинамических
характеристиках самолета , можно использовать для проверки формулы (1). Иcxодя из формулы (1), выражений для Sмид, hи, Kcx получаем: Kсx ~ (tg δи)1.33. Эта пропорция с точностью 5%
подтверждается соотношением для экспериментальных точек δи =5о и 10о.
Kc x
0.3
0.2
0.1
о
δи
0.0
0
5
10
15
20
Рис. 2
Рис. 2
После пересчета экспериментальных данных на натурные условия (другое соотношение
hи/δпс) получаем для самолета Ту-204 зависимость Kcx = 0,68⋅(tg δи)1,33.
Расчеты по описанной методике позволили обосновать необходимость прижатия интерцепторов на самолете Ту-204.
В 2005 – 2006 гг. специалистами Ульяновского филиала КБ ОАО "Туполев" были проведены работы по регулировке системы управления интерцепторами на самолетах авиакомпании "Владивосток-Авиа" для уменьшения углов отклонения интерцепторов в крейсерском
полете. Получены данные по расходам топлива в полетах до и после регулировки, что позволило протестировать методику расчета дополнительного сопротивления.
Иcxодными данными для тестирования были записи МСРП полетов трех самолетов
авиакомпании "Владивосток-Авиа", по которым были определены режим полета (высота,
число Маха, истинная скорость Vист и др.), отклонения органов управления (в том числе интерцепторов и воздушных тормозов), расход топлива по показаниям топливомеров. Выбирались участки горизонтального полета с постоянной скоростью. По записям топливомеров
(q [кг/ч]) определялась средняя удельная дальность для участка Суд = Vист/q [км/кг], которая
сравнивалась с удельной дальностью, полученной по номограммам из Руководства по летной
эксплуатации самолета (РЛЭ). Вычислялась относительная разность фактической удельной
дальности с данными РЛЭ ∆Суд факт %.
Физическое обоснование и построение алгоритма оценки сопротивления и перераcxода топлива
97
По записям полетов с помощью описанной методики проведен расчет сопротивления,
вызванного малыми отклонениями органов управления. Вычислен относительный прирост
сопротивления ∆c x %, который равен расчетному изменению удельной дальности
∆С уд
расч
%.
Значения ∆С уд расч и ∆С уд факт показаны на рис. 3 в зависимости от δинт,вт = Σδi·Si – среднего
угла отклонения интерцепторов и воздушных тормозов, δi – угол отклонения i-й секции, Si –
относительная обслуживаемая площадь крыла для i-секции, отнесенная к общей обслуживаемой площади воздушных тормозов и интерцепторов. На рис. 3 построены линии регрессионной зависимости 1-го порядка (линии Тренда в Excel). Наклоны этих прямых для расчетных и эксплуатационных данных практически совпали, что свидетельствует о правомерности расчетных зависимостей.
Необходимость регулировки интерцепторов с целью их прижатия закреплена нормативно в виде соответствующей инструкции, принятой для всех самолетов семейства Ту-204.
-5
∆ Cуд %
-4
-3
факт.
расч.
-2
Линейный ( факт.)
Линейный (расч.)
-1
0
0.5
1
1.5
2
0
2.5
δ инт,вт
1
Рис. 3
Рис. 3
PHYSICAL GROUNDING AND DEVELOPMENT OF THE ESTIMATION ALGORITHM FOR
ADDITIONAL DRAG AND FUEL EFFECTIVENESS OF THE AIRCRAFT BY A SMALL
DEVIATION OF SPOILERS.
Lushkin D.O.
Method for estimation of the additional drag of the aircraft, occasioned by small spoiler’s deviations in cruise
flight and comparison results of the calculation with flight date are presented in this article.
ЛИТЕРАТУРА
1. Игнатьев С.Г., Карась О.В., Смирнов А.В. Расчет полей скоростей около несущего крыла // Труды
ЦАГИ, 1990. Вып 2465.
2. Шлихтинг Г. Теория пограничного слоя. – М.: Наука , 1969.
3. Чжен П. Отрывные течения. – М.: Мир, 1972.
4. Аэродинамика, устойчивость и управляемость сверхзвуковых самолетов; Под ред. Г. С. Бюшгенса – М.:
Наука, Физматлит, 1998.
Сведения об авторе
Лушкин Дмитрий Олегович, 1969 г.р., окончил МАИ им. С. Орджоникидзе (1993), начальник
бригады отдела Аэродинамики ОАО "Туполев", аспирант МГТУ ГА, область научных интересов –
аэродинамические характеристики самолета, аэродинамическое проектирование самолета.
1/--страниц
Пожаловаться на содержимое документа