close

Вход

Забыли?

вход по аккаунту

?

Оптимизация конфигурации крыло фюзеляж с использованием полезной интерференции при сверхзвуковых скоростях..pdf

код для вставкиСкачать
УЧЕНЫЕ
ЗАПИСКИ
Том ХХУI
УДК
ЦАrи
.м
1995
3-4
629.735.33.015.3: 533.695.12.
ОПТИМИЗАЦИЯ КОНФИГУРАЦИИ
КРЫЛО - ФЮЗЕЛЯЖ С ИСПОЛЬЗОВАНИЕМ
ПОЛЕЗНОЙ ИНТЕРФЕРЕНЦИИ
ПРИ СВЕРХЗВУКОВЫХ СКОРОСТЯХ
т. м. Прumуло, В. В. Хлевной, В. А. Як,овлева
Были проведены численные и экспериментальные исследОВ8ИИII аэроди­
намических хараJCГeРИСТИК комбинации крыла с распаложеllИЫМ под ним
фюзеля:жем. Оказалось, чro блaroПРИJl11laJI интерференция крыла с телом по­
зволяет увеличить максимальное значение аэродинамическоro :качества К пу­
тем простых деформаций поверхности фюзеляжа. По:казано, чro полезная ин­
терференция вызывает также появление областей резкоro торможенИII пото:ка
с по'ПИ равномерным распределением скоростей по размаху на НЮкней по­
верхности крыла, чro со:щает блaroПРИJl11lые
=iOHbl
Д1lII размещeнИJI IШOCКИХ
воздухозаборников.
Исследуется сверхзвуковое обтекание конфигурации треyroльноro
:крьmа и фюзеляжа, расположеннOI'О под ним. Orметим, что на воз­
можность ОIПИмизации форм летательных аппаратов за счет полезной
интерференции :крыла и тела под ним впервые указал Ферри
ложенная в настоящей работе базовая конфигурация,
[1].
Пред­
которая впо­
следствии ОIПИмизируется, представляет собой треyroлъное :крыло с
расположенным под ним полуконусом, причем передние :кромки :крыла
лежат
на
поверхности
вым конусом. В работе
коническоro
[2]
скачка,
создаваемоro
этим
:кpyro­
показано, что полезная интерфереJ{ЦИЯ до­
стигает своеro максимальноro значения, если и фюзеляж и :крыло
имеют звуковые задние :кромки (линия
тательноro аппарата, рассчитанная в
ABCDE на
[2],
рис.
1,
а). Форма ле­
оказалась констрyкrивно не­
удобной, но тем не менее она может рассматриваться как носовая
часть комбинации треyroльного :крыла с фюзеляжем.
Целью настоящей работы является использование эффекта благо­
приятной
интерференции
между
полуконусом
и
консолями
:крыла.
Найден способ рационального продолжения поверхностей фюзеляжа и
:крыла вниз по потоку от звуковой линии, которая ограничивает высо­
коэффективную часть конфигурации. В этом случае коническая по-
3
верхность фюзеляжа преобразу­
ется в цилиндрическую с обра­
зующей,
параллельной
пересечения
линии
поверхности
крыла
с вертикальной плоскостью. За­
тем полученная форма фюзеля­
жа оптимизировалась,
вались
точные
исполъзо­
решения
уравне­
ний Эйлера. Обнаружилось, что
правильно подобранные дефор­
мации
чивая
его
поверхности,
объем
временно
увели­
фюзеляжа,
увеличивают
одно­
также
и
значение аэродинамического ка­
чества К.
а)
После
бьmа
tJ)
1.
предпринята
попытка
в
торских
этой
зрения
целях.
С
конструк­
были выбраны
верхней
поверхностей
Общий вид конфигурации
опти­
упрощения формы
формы
Рис.
определения
мальной формы и ее значения К
Вследствие
и
ТОЧЮl
простые
нижней
конфигурации.
этого
значение
ка­
чества К уменьшилось очень незначительно по сравнению с оптималь­
ным случаем. Затем были рассмотрены две конфигурации, имеющие
одинаковые крьmья и одинаковое распределение площадей поперечных
сечений. Первая конфигурация характеризуется нижним положением
фюзеляжа, а вторая имеет осесимметричный фюзеляж. Расчеты показа­
ли, что первая конфигурация предпочтительнее второй при данном
значении коэффициента подъемной силы Су.
Численные
расчеты
полей
течений
вблизи
приведенных
выше
конфигураций летательных аппаратов и ПОИСЮl их оптимальных форм
бьmи выполнены по программе В. В. Коваленко и В. В. Хлевного
[3],
основанной на решении трехмерных уравнений Эйлера маршевым ме­
тодом с использованием явной схемы Мак-Кормака второго порядка
точности.
Были проведены экспериментальные исследования аэродинамиче­
ских характеристик обеих форм. Эксперименты выполнены для конфи­
700
гурации с углом стреловидности 'Х
=
зеляжа
Маха
Smid = 4,8%
при
числе
и относительным миделем фю-
набегающего
потока
Мао =
4
(относительный мидель фюзеляжа - это отношение площади миделе­
вого сечения к площади крыла). Максимальное значение аэродинами­
ческого качества К на
0,6
больше в случае несимметричного фюзеляжа,
чем для осесимметричного. ТaЮlм образом, эксперименты подтвердили
теоретичеСЮlе результаты.
4
Конус со звуковой задней кромкой создает области высокого дав­
ления на нижней поверхности крыла. эги области на консолях крьmа
MOгyr рассматриваться как места, удобные для расположения плоских
воздухозаборников, что является еще одним важным преимуществом
оптимальной конфиryрации.
Оптимизация
конфигурации
-
формы конфиrypации крьmо
крыло
- . тело.
Задача оптимизации
тело решается в рамках теории идеаль­
ного газа в случае сверхзвукового обтекания. Оптимизация выполняет­
ся
в
несколько
последовательных
этапов.
Сначала
оптимизируется
форма конфиrypации вблизи передней кромки. Эта область ограничена
передними кромками треугольного
верхностью течения.
крыла и характеристической по­
Возмущения, возникающие ниже по потоку ОТ·
этой характеристической линии (за исключением скачков уплотнения),
не влияют на параметры течения в рассматриваемой области.
Пусть фюзеляж в этой области имеет форму кругового конуса.
Крьmо имеет угол V-образности ljI (рис.
Задние кромки крьmа и
1, 6).
конуса звуковые. Вначале рассмотрим крьmо с нулевым Углом атаки.
это позволит оценить положительное влияние поля течения около по­
луконуса на крыло. Тогда для плоского крьmа (1jI
летательного аппарата равна
Су
=
0,068
100
=4. Сравним это значение
пластинки
Кил
при
= О) величина К этого
его коэффициент подъемной силы
для конуса с полууглом раствора
гающего потока М СО
плоской
14,4,
и числа Маха набе-
К с величиной качества
одном и том же значении коэффициен­
та СУ. Для плоской пластинки коэффициент подъемной силы СУ вычс--
ляется по формуле Су = ~
4а
м 2 -1
, где а -
угол атаки. Отношение вели-
со
чин качества в данном случае КjКпл
= 0,93.
Зависимость между сопро­
тивлением конфиryрации, реализуемым на конусе, и ее подъемной си­
лой изменяется с изменением угла
лучены
следующие
К =
и КjКпл =
15,8
V-образности
аэродинамические
1jI. При ljI =
характеристики:
_150
Су =
по­
0,066,
1.
Теперь рассмотрим влияние угла атаки крыла. Можно получить
рост отношения КjКпл
>1
отклонением консолей крыла так, чтобы
возмущения от них не достигали полуконуса. Легко видеть, что при
одинаковых значениях
аэродинамического
качества
пластинки
ной конфиryрации (К·= К пл ) увеличение подъемной силы ДСу
и
дан­
вызы-
вает вдвое меньшее увеличение сопротивления дсх на консоли крьmа в
случае крьmа с фюзеляжем по сравнению с плоской пластинкой. Это
происходит потому, что
первоначально подъемная сила в этом случае
была получена при нулевом угле атаки.
На величину качества К также благоприятно влияет создание неко­
торого разрежения на верхней поверхности фюзеляжа. Если попереч­
ное сечение имеет форму, как показано на рис.
1,
б, то на верхней по­
верхности фюзеляжа появляются отрицательные углы атаки -а. В ре­
зультате аэродинамическое качество элемента треугольного крьmа при
5
угле атаки консоли <Х.
= 50 в 1,5 раза больше, чем у плоской пластинки
при том же значении коэффициента подъемной силы Су'
Попьпаемся так сконструировать поверхность конфиrypации, что­
бы сохранить достигнутый благоприятный эффект. для этой цели сле­
дует выбрать соответствующий способ продолжения поверхности. Обо­
значим область конфиrypации от ее носка до звуковой линии АвспЕ
как область
1
(см. рис.
1).
Упомянутая выше линия бьmа рассчитана
как характеристическая линия поля течения вблизи конуса и треуголь­
ного крыла. Часть области
1
кромки конуса и до линий В
от передней кромки крьmа до задней
В'и
-
D
-D'будет в дальнейшем назы­
ваться областью 1а. Характеристические линии В -В' и
D -
п' огра­
ничивают ту часть консолей крьmа, которая не влияет на конус. Затем
поверхность фюзеляжа вниз по потоку от задней кромки первоначаль­
ной конфигурации продолжается цилиндром. Образующая цилиндри­
ческой поверхности параллельна линии пересечения консоли крыла с
вертикальной плоскостью симметрии. Поверхность крьmа вниз по по­
току от линии АвспЕ будет иметь тогда тот же угол атаки, что и кон­
соли крыла перед этой линией.
Верхняя поверхность фюзеляжа образована двумя плоскостями с
изломом в сечении х =
0,54.
Это сечение получено из условия расчет­
ного режима обтекания при Мое
= 4 (передние кромки крьmа лежат на
поверхности создаваемого круговым конусом с полууглом раствора
конического скачка). Фюзеляж за сечением х
= 0,54
100
принимает цели­
ком цилиндрическую форму.
Расчеты показывают, что такая конфигурация имеет большее со­
противление, чем плоское крьmо той же формы в плане. Давление на
нижней поверхности фюзеляжа резко падает при переходе вниз по по­
току от конуса через звуковую линию. Давление на крьmе вблизи ци­
линдрического фюзеляжа также существенно меньше его значения в
области
1.
Причиной этого эффекта является внезапное скачкообраз­
ное уменьшение угла наклона поверхности. Для увеличения значения
аэродинамического качества бьmо предложено изменить угол наклона
поверхности фюзеляжа, при этом бьmи выбраны следующие неслож­
ные деформации:
1.
Увеличение угла наклона поверхности фюзеляжа за линией пе­
рехода КОНХС -
2.
цилиндр (область
11).
Увеличение угла наклона JIоверхности фюзеляжа далее вниз по
потоку (область
Линии
II1).
BF и DF,
разграничивающие области
II
и
II1,
представляют
собой характеристики невозмущенного поля течения, составляющие с
плоскостью симметрии угол
8 = arcsin _1_
Мое
(Мое
= 4).
Результат интересен тем, что, несмотря на увеличение объема фю­
зеляжа, обусловленное локальным изменением угла наклона его по­
верхности до
40,
значение аэродинамического качества К оказалось
больше, чем для первоначальной конфигурации.
6
На рис.
2
показаны графики, демонстрирующие влияние указан­
ных деформаций на величину качества. Верхняя :кривая представлена
для сравнения,
и она демонстрирует значение качества в зависимости
от Су для плоской пластинки. Нижняя кривая соответствует нашей пер­
воначальной конфигурации
(коническое тело
переходит в
цилиндр
после звуковой линии). Четыре светлых кружка представляют расчет­
ные точки деформации поверхности в области
зывают увеличение объема. Цифры на рис.
2
11.
Эти деформации вы­
обозначают вариации уг­
лов наклона цилиндрической поверхности относительно скорости на­
бегающего потока. ВИдно, что увеличение объема тела, обусловленное
ростом местных углов наклона поверхности в области
11,
вызывает не­
значительный рост аэродинамического качества в сравнении сперво,:,
начальной конфигурацией.
Угол атаки крьmа этого летательного аппарата также варьировался
в области lа. Оптимальный угол отклонения оказался равным прибли­
зительно
2,40.
Одна из расчетных точек представлена на рис.
3,
где
цифры указывают на увеличение угла наклона для несимметричного
фюзеляжа в областях
l а, II и III соответственно.
бьm выбран осесимметричный фюзеляж
Затем для сравнения
с распределением площадей
поперечных сечений, соответствующим точке расчетной деформации
(2,40-40-20), и коэффициентом подъемной силы Су = 0,107. Кривые
зависимости коэффициента К как функции Су представлены на рис.
3:
верхняя :кривая соответствует плоской пластинке и нижняя :кривая
представляет рассчитанную конфигурацию с осесимметричным фюзе­
ляжем. ВИдно, что нижнее расположение фюзеляжа имеет дополни­
тельное сопротивление (в сравнении с плоской пластинкой) в
3,5
раза
меньше, чем для ОСесимметричного фюзеляжа с тем же распределени­
ем площадей поперечных сечений.
Этот результат указывает на возможность значительного уменьше­
ния сопротивления конфигурации крьmо
к
М_=*
-
тело путем переноса всего
К
М_;"
12
10
11
9
С,
Рис. 2. Влияние деформации по­
верхности в области II на величину
аэродинамического качества
Рис. З. Выбор оптимальной дефор­
мации
поверхности
конфиrypаций
с
и
сравнение
симметричным
И
несимметричным фюзеляжем
7
фюзеляжа на нижнюю поверхность крыла и использования эффекга
положительной интерференции крыла и тела. Кроме того, нижнее по­
ложение фюзеляжа позволяет создать зоны повышенного давления на
нижней поверхности крыла. В соответствии с асимптотической теорией
при гиперзвуковых скоростях сопротивление конфигурации падает су­
щественно при наличии воздухозаборников (если не принимать во
внимание собственное сопротивление воздухозаборника). Эro происхо­
дит из-за роста коэффициента давления ер на входе в двигатель. Таким
образом, существенный рост давления на нижней поверхности крыла
оказывается очень полезным для аэродинамического конструирования.
Эroт результат был обнаружен первоначально в процессе исследования
течения в области
1 [2].
для угла консоли а
= О подъемная сила полнос­
тью создается нижней поверхностью, и давление на этой поверхности
почти вдвое больше давления на плоской пластинке с тем же значени­
ем аэродинамического качества.
Результаты, представленные на рис.
ции крьmо
тело с фюзеляжем,
-
2, 3,
относятся к конфигура­
имеющим относительный мидель
Smid = 3,4%. Обычно на практике требуются б6льшие значения этой
величины. Для увеличения значения относительного миделя фюзеляжа
следует продолжить часть фюзеляжа, относящуюся к области
1.
Из этих
соображений точка пересечения конуса со звуковой линией выбрана на
отрезке хорды
0,675
(в сравнении с
0,54
первоначально), и относитель­
ный мидель фюзеляжа стал больше. Затем для носовой части тела был
выбран эллиптический конус вместо кругового. В этом случае правиль­
но подобранное соотношение осей эллипса позволяет получить рост
коэффициента качества К. В результате оказалось, что оптимальная
конфигурация имеет сложную форму фюзеляжа и неплоскую поверх­
ность крьmа. Также варьировалась форма крыла в плане и его угол
V -образности
Ч'. для полученной конфигурации было проведено сгла­
живание поверхности. Эroт процесс контролировался расчетами, с тем
чтобы сглаживание не вызывало заметного уменьшения аэродинамиче­
ского качества. Верхняя и нижняя поверхности крыла становятся при
этом плоскими, а в Юlчестве профиля консолей выбирается клин.
Для испытаний в аэродинамической трубе были изготовлены две
модели: одна
-
крыла, а другая
с фюзеляжем, размещенным на нижней поверхности
-
с осесимметричным фю;зеляжем с тем же распреде.­
лением площадей поперечных сечений (рис.
4,
а и
6).
Оптимальная
форма фюзеляжа, полученная из расчета, бьmа задана тремя сечениями
х
= 115; 270 и 400 мм.
Ниже приводятся координаты этих сечений:
x=1l5
Z,
мм
у, мм
9,2
13,38
8
О
15,14
10,8
12,65
0,79
15,13
12,0
12,0
1,59
15,09
13,56
10,98
2,38
15,03
14,68
10,09
мм
3,18
14,94
15,74
9,09
4,37
14,76
17,04
7,58
5,57
14,52
18,13
5,89
6,78
14,21
18,59
4,98
8,0
13,84
х=270 ММ
z. ММ
О
у,ММ
30,75
14,84
27,6
31,42
19,23
13,09
28,26
28,80
20,74
1,75
30,7
16,58
26,89
34,04
17,68
2,62
30,64
17,46
26,52
36,66
16,09
4,36
30,45
19,20
25,73
39,28
14,46
1,75
37,51
17,46
33,33
34,04
24,49
3,49
37,37
19,20
32,55
36,66
22,90
5,24
37,14
20,95
31,7239,28
21,28
6,11
30,17
20,95
24,9
41,9
12,81
7,86
29,31
22,69
24,03
43,64
11,69
9,6
29,37
24,44
23,13
11,35
28,84
27,06
21,72
9,6
36,18
24,44
29,94
43,64
11,69
11,35
35,66
25,31
29,48 -
13,09
35,07
27,06
28,53
х=400мм
Z,
мм
у, ММ
14,84
34,42
28,80
27,56
О
37,56
16,58
33,71
31,42
26,О5
6,98
36,82
22,69
30,85
41,9
19,62
Поверхность является конической от носка до сечения х
Затем от этой точки до сечения х
= 115 мм.
= 270 мм поверхность воспроизво­
дится линейной интерполяцией в плоскости вдоль оси конуса: Ось ко­
нуса совпадает с линией пересечения нижних поверхностей консолей
крьmа. В дальнейшем от сечения х
= 270
мм до х
= 400
мм точки попе­
речных сечений соединяются прямыми линиями, угол наклона которых
к оси конуса равен 30. Для этих испытуемых
мидель фюзеляжа составлял Smid = 4,8 %.
моделей относительный
ЭксперименталЬН<;>езначение Качества Кна.О,15 БОлЬше,его расчетно-'
го значения для рассчитанного коэффицИента подъемной силы Су =
о)
а)
Рис.
0,107.
4.
Модели для эксперимента
9
Экспериментальные результаты представлены :графически на рис.
и
кружки соответствуют несимметричному фюзеляжу, а крестики
6:
5
-
симметричному. Видно, что максимальное значение аэродинамическо­
го качества на
0,6
больше для несимметричного фюзеляжа по сравне­
нию с осесимметричной формой. В этом случае коэффициент подъем­
ной силы С
Уа
В скоростной системе координат, соответствующий мак-
симальному значению К, также возрастает (приблизительно на
10%).
M_=/i
,/
С,.
к
О.
М_=4
/
(2
7
0,06
6
0.0'1
80
о
Рис.
5.
Рис.
Экспериментальные результаты по
6. Экспериментальные результа­
определению аэродинамического качества
ты
моделей К в зависимости от коэффици-
подъемной силы
ента подъемной силы С
Уа
При угле атаки а. =
50
по
определению
С
Уа
коэффициента
В
зависимости
ота
бьmи вычислены на поверхностях крьmа и
фюзеляжа коэффициент давления Ср и угол 't между вектором скорости
на поверхности и линией пересечения тангенциальной плоскости и
1, тогда :гра­
0,45. Скорос­
плоскости симметрии. Пусть корневая хорда крыла равна
фики на рис.
7 соответствуют точке
на отрезке хорды х =
ти на поверхности фюзеляжа и вне его сохраняют практически одну и
ту же величину и направление на значительном расстоянии. Коэффи­
циент давления
2,5
Ср приблизительно в
рl:1За больше по сравнению с
профилем под тем же углом атаки.
M ...=/j
+~
)
't
\j
10
Рис.
7.
Расчет по размаху в сечении х
= 0,45
коэффициента давления С р и угла разво­
рота скорости
10
t
Расчеты поля давления показъmaют, что его величина слабо ме­
няется на значительном расстоянии от поверхности крыла. ВlЩно, что
в области возможного расположения воздухозаборников поток близок
к равномерному.
ЛИТЕРАТУРА
1. Ferre А., Clarke J., Ting L. Favorable intenerence in lifting systems
in supersonic fiow // J. Aeron. Sci. 24. - 1957, N 11, 791-804.
2. Притуло Т. М. Оптимальные формы волнолeroв с полухонусом на
нижней поверхности // Труды ЦАГИ. - 1995. Вып. 2575.
3. Kovalenko У. У., Khlevnoy У. У. Соmрlех oCcomputer codes Cor
calculation the supersonic fiow field over vehicles / / Рroсееdings оС the Second
China - Russian Symposium оп Aerodynamics. - 1992, Beijing, С.А.Е.
Рукопись поступила
20/VI 1994 г.
1/--страниц
Пожаловаться на содержимое документа