Аэродинамическая интерференция призматических мотогондол с крылом при сверхзвуковых скоростях

УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ Ц АГ И Том XIX 1988

№ 1

УДК 629.735.33.015.3 : 533.695

АЭРОДИНАМИЧЕСКАЯ ИНТЕРФЕРЕНЦИЯ ПРИЗМАТИЧЕСКИХ МОТОГОНДОЛ С КРЫЛОМ ПРИ СВЕРХЗВУКОВЫХ СКОРОСТЯХ

М. Д. Бродецкий, А. А. Рафаэлянц, А. М. Харитонов, Г. А. Черемухин

Рассматриваются результаты экспериментального исследования влияния мотогондол на суммарные и распределенные аэродинамические характеристики модели сверхзвукового пассажирского самолета при числе М=2,27. Предлагается метод снижения индуктивно-волнового сопротивления крыла путем коррекции его профилей в области отрицательной интерференции.

Вопросы рациональной компоновки гондол двигателей с планером самолета с учетом их взаимной интерференции имеют большое практическое значение. Существующие расчетные методы исследования такой интерференции, например [1—7], в силу ряда ограничений пока не обеспечивают приемлемой точности результатов. Поэтому основное внимание при решении вопросов компоновки уделяется эксперименту.

В данной статье рассматривается один из возможных путей снижения отрицательной интерференции мотогондол, установленных на модели сверхзвукового пассажирского самолета. Схема и основные геометрические характеристики модели с указанием положений дренажных отверстий приведены на рис. 1 ,а. Площадь крыла в плане составляла 5 = 0,06 м2, относительная площадь мотогондол 5мг/5 = 0,02 и высота клина слива пограничного слоя h~3 мм.

Исследование проводилось в аэродинамической трубе Т-313 ИТПМ СО АН [8] при числах М=2,27 и Re-=] м =28-10 в диапазоне углов атаки сс = 2,2°-ь 10,8° и заключалось в измерении распределения давления на поверхности крыла в присутствии мотогондолы и без нее. Измерение давлений осуществлялось с помощью многоканального измерителя МИД-100 [9], имеющего в диапазоне измерения 0-М05 Па класс точности не хуже 0,3.

По измеренным давлениям для каждой точки были вычислены коэффициенты давления СР= бТ/ГЖ и их приращения, обусловленные

установкой мотогондол Д с”нт = с“г — с/мг. В качестве иллюстрации на рис. 1,6 эти результаты представлены в виде изолиний Дс«нт= const

Рис. !

для угла атаки аАт = 6,3°, соответствующего максимальному аэродинамическому качеству модели. Следует отметить, что из-за несоответствия трубных и натурных чисел Ие поле давлений от мотогондол в окрестности клина слива в натуре может отличаться от измеренного на модели.

Установка мотогондол на крыле приводит к появлению зон повышенного (заштрихованные) и пониженного давлений. Так, в окрестности воздухозаборника за счет волн сжатия от клина слива пограничного слоя и боковых щек воздухозаборника возникает зона повышенного давления У. С внешней стороны мотогондолы эта зона распространяется с интенсивным уменьшением значений Д сирнт в продольном направлении до разворота боковой стенки мотогондолы по потоку, а по размаху крыла, как и все последующие зоны, примерно по линиям Маха. Область повышенного давления 1 через корневой наплыв выше точки излома передней кромки оказывает влияние на обтекание верхней поверхности крыла. Специальные измерения показали, что установка мотогондол приводит к некоторому увеличению разрежения на верхней поверхности крыла. Это обусловлено увеличением интенсивности вихревой пелены на корневом наплыве за счет дополнительного повышения давления на его нижней поверхности. Однако такой эффект наблюдается лишь в небольшой окрестности точки излома передней кромки и по мере удаления от нее уменьшается как его величина, так и диапазон углов атаки, где он имеет место. Поэтому, хотя этот эффект играет положительную роль

(увеличивает подъемную силу крыла в области малых местных углов атаки), его интегральная величина, по-видимому, незначительна.

Далее в пределах зоны 1 в районе плавного сопряжения клина слива с внешней боковой стенкой мотогондолы образуется небольшая зона пониженного давления 1 ,а вытянутая вниз по потоку. Появление этой зоны обусловлено подсасывающим действием вихря, который образуется из оторвавшегося пограничного слоя на крыле при его взаимодействии со скачком уплотнения от клина слива. След этого вихря на поверхности крыла отчетливо наблюдается при масло-сажевой визуализации поверхностных линий тока.

За первой зоной повышенного давления вниз по потоку идет область понижения давления 2, обусловленная разворотом потока на боковой стенке мотогондолы. Затем снова возникает область повышенного давления 3. Эта область является результатом дифракции взаимодействующих волн сжатия от клиньев слива и боковых щек воздухозаборника в межгондольном промежутке через нижнюю стенку мотогондолы. Следы этой дифракции (выхода потока из межгондольного промежутка через нижнюю стенку мотогондол) также хорошо заметны при маслосажевой визуализации предельных линий тока. Вблизи задней кромки крыла, в районе расположения двигателей, образуется еще одна зона пониженного давления 4. Она обусловлена, в основном, расширением потока на боковой стенке мотогондол за счет изменения ее профилировки при сопряжении с соплами двигателей, а также дифракцией волн разрежения из межгондольного пространства.

В межгондольном промежутке, где имеет место многократное взаимодействие волн сжатия от клиньев слива и боковых щек воздухозаборников, а также волн разрежения от угловых граней при развороте этих поверхностей, тоже наблюдаются зоны повышенного и пониженного давлений.

Аналогичные результаты, полученные в диапазоне углов атаки, а = 0-ь12°, показали, что давление от мотогондол на крыле как в качественном, так и в количественном отношениях слабо зависит от угла атаки. Это представляет значительный интерес, так как указывает на возможность более детального изучения структуры течения в области интерференции при одном значении угла атаки (например, при су = 0) и распространения результатов такого исследования на достаточно широкий диапазон значений подъемной силы.

Интегральную оценку влияния мотогондол на крыло можно получить с помощью графиков на рис. 2, где представлены приращения суммарных аэродинамических коэффициентов крыла:

Д £ИНТ __ £МГ __________ £.б/мг Д £инт ___ £б/МГ

У У V X X X ^

Д /(инт __ ^мг ________ Д'б/м

обусловленные установкой мотогондол и полученные интегрированием полей давления для соответствующих моделей. При этом для модели с мотогондолой на участке крыла, занимаемом мотогондолой, давление и координаты поверхности принимались такими же, как у крыла без мотогондолы. В этом случае различия в представленных результатах обусловлены только интерференцией мотогондолы с крылом. На этих графиках нанесены также соответствующие приращения суммарных аэродинамических характеристик Асумг, Дсжмг и АКшг, полученные в результате весовых испытаний этой модели с мотогондолами и без них с

учетом поправок на внутреннее сопротивление мотогондол. Эти результаты содержат полное влияние мотогондол на модель, включая их взаимную интерференцию.

Значения Дс“нт, полученные в дренажных испытаниях, практически не зависят от угла атаки и в исследованном диапазоне углов атаки несколько больше, чем по весовым измерениям. Это указывает, во-первых, на то, что полная величина Дсу определяется, главным образом, влиянием мотогондолы на крыло и, во-вторых, что несущая способность нижней стенки мотогондолы несколько меньше, чем у занимаемого ею участка крыла. Величина Дс“нт, обусловленная влиянием мотогондолы на крыло (дренажные испытания) при нулевой подъемной силе (а = = 2,2°), существенно меньше полного прироста сопротивления за счет установки мотогондолы (весовые испытания). В то же время одинаковый наклон обеих кривых указывает на то, что изменение Дсжмг с ростом угла атаки практически полностью определяется увеличением индуктивного сопротивления крыла от дополнительной подъемной силы. Влияние мотогондолы на индуктивно-волновое качество крыла иллюстрируется зависимостью Д Кинт(а), которая, начиная с а=4,5° (суг»0,05), отрицательна (Д/Синт<0). При этом потери в качестве за счет интерференции существенно меньше, чем за счет мотогондолы в целом. Проведенный дополнительный анализ влияния мотогондол на распределение подъемной силы и индуктивно-волнового сопротивления по размаху крыла показал, что изменение подъемной силы за счет мотогондолы во всех сечениях по размаху крыла положительно. При этом наибольший прирост подъемной силы имеет место в сечениях ¿ = 0,125-^-0,31 за счет максимальных давлений в окрестности клина слива (т. е. за счет местной аэродинамики этого участка поверхности) и в межгондольном промежутке. На остальной части крыла прирост подъемной силы сущест-

венно ниже и слабо уменьшается вдоль размаха. С увеличением угла атаки подъемная сила за счет мотогондолы на большей части полуразмаха крыла меняется незначительно и лишь в концевых сечениях несколько уменьшается, а в межгондольном промежутке — возрастает.

Аналогично изменяется по размаху крыла индуктивно-волновое сопротивление, которое с ростом угла атаки, естественно, увеличивается.

На рис. 3 приведено распределение индуктивно-волнового качества сечений по размаху крыла. На угле атаки о,кт =6,3° выигрыш от поля

интерференции на крыле имеет место только в сечениях 0,3<2<0,6. На остальной части полуразмаха качество сечений крыла с мотогондолой ниже, чем без нее. С ростом угла атаки влияние поля от мотогондолы на качество крыла уменьшается.

Для выяснения причин снижения качества крыла за счет влияния мотогондолы проведен анализ этого влияния на местные аэродинамические характеристики. На рис. 4 в качестве_иллюстрации для двух продольных сечений крыла с мотогондолой (2 = 0,5 и 0,8) на угле атаки а=6,3° представлены приращения местных коэффициентов подъемной силы Ас“ и индуктивно-волнового сопротивления Д£“и на нижней поверхности по длине хорды относительно соответствующих значений для крыла без мотогондол. Кроме того, здесь же приведены значения местных углов атаки вдоль хорды (ам) и накапливаемые приращения индуктивно-волнового качества

Д КЦХ) =

( \ /

п \ б/мг

п

2^и№)/ 2 <£„

¿=1

\-£ 4 1=1

2—«Ученые записки» № 1

17

Анализ этих зависимостей показывает, что наиболее благоприятное влияние, с точки зрения увеличения аэродинамического качества, оказывает вторая зона повышенного давления 3 (см. рис. 1,6). В сечениях 2 = 0,4-^-0,6 эта зона проходит через кормовую часть профилей (Х>0,5), где местные углы атаки минимальны. В результате здесь дополнительная подъемная сила не приводит к заметному росту индуктивно-волнового сопротивления, и качество профилей, по сравнению с исходной нагрузкой, увеличивается (&К" >0).

В концевых сечениях крыла ¿>0,7 имеет место обратная картина. Здесь область повышенного давления 1 приходится на носовую часть профилей, где местные углы- атаки максимальны, а следующая за ней область пониженного давления 2— на кормовую. При таком перераспределении нагрузки суммарное индуктивно-волновое сопротивление профиля увеличивается, а качество уменьшается (ДЛГ”<0).

Влияние первых двух зон на средние сечения крыла (2 = 0,31 ч- 0,6) носит тот же характер. При повышенном давлении на участках профиля с наибольшими местными углами атаки (зона 1) качество профиля уменьшается, а при пониженном (зона 2)—увеличивается. При этом вклад этих сечений в суммарное качество крыла (при с^сопб^ в первом случае увеличивается, а во втором — уменьшается. С другой стороны, повышение давления в области минимальных местных углов атаки (в зоне 3), увеличивает качество профиля и его долю в суммарных характеристиках крыла, а понижение (зона 4) — уменьшает.

Проведенный таким образом анализ локальных характеристик показал, что, во-первых, отрицательная интерференция от мотогондол в определяющей мере обусловлена первыми зонами повышенного и пониженного давления 1 и 2 я, во-вторых, для увеличения качества крыла за счет поля давлений от мотогондолы необходимо, чтобы зоны повышенного давления соответствовали участкам поверхности с минимальными местными углами атаки, а зоны пониженного давления — с максимальными. Частично такое условие может быть реализовано путем изменения профилировки стенок мотогондол, их расположением на крыле и изменением профилировки крыла.

Ниже рассматривается один из возможных путей уменьшения отрицательной интерференции путем коррекции профилей крыла с учетом поля давлений от мотогондолы. Цель коррекции состоит в том, чтобы путем изменения местных углов атаки профилей в области отрицательной интерференции обеспечить перераспределение давления в ней таким образом, чтобы максимально приблизить его к распределению давления на крыле без мотогондолы и тем самым устранить отрицательную составляющую интерференционной нагрузки. При этом поскольку давление перераспределяется симметрично, то интегральная величина подъемной силы модели, включая добавку от мотогондолы, остается неизменной. В то же время индуктивно-волновое сопротивление за счет изменения местных углов атаки и соответствующего перераспределения давления должно уменьшиться, а аэродинамическое качество модели возрасти. При расчете коррекции предполагалось, что влияние участков крыла с измененным профилем вниз по потоку незначительно, а поле давлений от мотогондолы не зависит от изменения профилей. Коррекция профилей проводилась в сечениях 2 = 0,31,4-0,8 в области первых зон повышенного и пониженного давлений, т. е. только в области отрицательной интерференции. В указанной окрестности каждого сечения для ряда точек строились Асрш(а) = срмг(а) — срмг(ас = 0), по кото-

рым для атаки а = 6,3° определялись значения производных ДСрМг.

Далее в каждом сечении по имеющемуся полю давления от мотогондолы Д с™т и значениям производных Д^“мг вычислялись поправки к местным углам атаки профиля:

А с“нт

После этого интегрированием находились требуемые изменения ординат профилей:

ЬУ*{Х) = ±Ь*АХ^Х,

¿=1

где ДК" — изменение ординаты профиля в п-м шаге интегрирования. В ближайших к мотогондоле сечениях расчетные значения ДУ уменьшались так, чтобы «поднутрение» не было слишком глубоким.

Область проведенной коррекции на крыле и вид исходных и модифицированных профилей для двух сечений показаны на рис. 5, а.

Предполагая, что в области коррекции профилей распределение давления будет таким же, какку крыла без мотогондолы, а на остальной поверхности — как у крыла с мотогондолой, можно интегрированием определить характеристики скорректированного крыла. Полученные таким образом расчетные оценки показали, что проведенная коррекция

Ас“", эксперимент " , расчет

должна обеспечить заметное уменьшение индуктивно-волнового сопротивления крыла при незначительном изменении суммарной подъемной силы. При этом выигрыш в аэродинамическом качестве на расчетном режиме (ак =6,3°) в пересчете на всю модель с учетом трения может

составить Д/С«* 0,4.

Для проверки справедливости использованного при выполнении коррекции предположения о незначительном влиянии участков крыла с измененным профилем вниз по потоку, в рамках линейной теории по программе [10] вычислялось распределение давления на изолированном крыле с исходной и модифицированной профилировкой. На рис. 5, б для ряда продольных сечений приведены зависимости Дср(Х), полученные как разность теоретических коэффициентов ср для модифицированного крыла относительно исходного. Для сравнения здесь же нанесены экспериментальные значения Дс“нг, обусловленные установкой мотогондол. Видно, что в области коррекции профилей расчетные и экспериментальные значения Дср качественно и количественно вполне удовлетворительно согласуются между собой. В то же время расчет показал, что в результате коррекции, кроме зон понижения (Дср<0) и повышения (Д'Ср>0) давлений, соответствующих участкам Да<0 и Да>0, вниз по потоку за пределами области коррекции возникает еще одна зона пониженного давления за счет разворота потока при выходе из «поднутрения» на исходную часть профилей. Эта зона, несмотря на сравнительно малую величину, оказывает отрицательное влияние на аэродинамические характеристики крыла, поскольку приходится на кормовую часть профилей с малыми местными углами атаки. Дополнительные расчеты по указанной программе с использованием экспериментального поля давления от мотогондол Дс“нг подтвердили, что предполагаемый выигрыш в индуктивно-волновом качестве от коррекции профилей за счет этого влияния может несколько уменьшиться. Поэтому для окончательной проверки эффективности коррекции были проведены многократные контрольные весовые испытания модели с исходной и измененной профилировкой крыла. Испытания были проведены так, что переход от исходной к модифицированной поверхности осуществлялся без съема модели с подвесных устройств. Статистическая обработка результатов из-

мерений показала, что оценки средних квадратических отклонений аэродинамических коэффициентов составляют: для лобового сопротивления — Зсх <0,0001; для подъемной силы — <0,0015;

для аэродинамического качества — 5к<0,05.

На рис. 6 представлены приращения аэродинамических характеристик модели с модифицированным крылом относительно исходного в зависимости от коэффициента подъемной силы при числе М00 = 2,27. Видно, что коррекция, профилей обеспечивает значительный выигрыш в аэродинамическом качестве во всем исследованном диапазоне значений Су. В частности, для расчетного значения су = 0,12 выигрыш в качестве составляет А/С = 0,33. Следует отметить, что основная часть выигрыша получена за счет уменьшения индуктивно-волнового сопротивления при неизменной подъемной силе (ЛСуЯ^О), что полностью согласуется с предпосылками, заложенными при расчете коррекции профилей.

Таким образом, представленные результаты демонстрируют эффективность коррекции профилей для снижения отрицательной интерференции мотогондол с крылом.

ЛИТЕРАТУРА

1. Бойд Д ж. Оптимальное использование полезной интерференции для получения высокого аэродинамического качества при сверхзвуковых скоростях. — Перевод БНТИ ЦАГИ, 1966, № 198.

2. Б е н ц е Д. П. Интерференция мотогондолы и планера самолета при малых сверхзвуковых скоростях. — Перевод БНТИ ЦАГИ, 1973,

№ 418.

3. Васильев В. И. Вопросы проектирования и расчета воздухозаборников сверхзвукового пассажирского самолета — Труды ЦАГИ,

1973, вып. 1501.

4. Ковалев В. Е. Методика расчета нагрузок на крыле, индуцируемых гондолой двигателя при сверхзвуковых скоростях полета. —

Труды ЦАГИ, 1974, вып. 1608.

5. Г л а д к о в А. А., С у б б о т и н С. В. Расчет интерференции гондолы двигателя, крыла и фюзеляжа при сверхзвуковых скоростях полета,—Труды ЦАГИ, 1977, вып. 1854.

6. Косяченко К. Я., Щербаков Г. К- Интерференция крыла и гондолы ящичного типа. Газодинамика и теплообмен, вып. 5. — Изд-во Ленинградского ун-та, 1977.

7. Федосов В. П. Расчет сверхзвукового обтекания ряда пространственных конфигураций в рамках линейной теории. — Новосибирск, Препринт АН СССР, Сиб. отд-ние. Ин-т теор. и прикладн. мех., 1981, № 27.

8. В о л о н и х и н И. И., Григорьев В. Д., Демьяненко В. С., Писаренко X. И., Харитонов А. М. Сверхзвуковая аэродинамическая труба Т-313. Аэрофизические исследования. — Новосибирск, 1972.

9. Амелина М. А., Б р о д е ц к и й М. Д., В о л о н и х и н И. И., Вышенков Ю. И., Зуенко В. С., О л ь х о в и к о в Г. П., Харитонов А. М. Многоканальный измеритель давления МИД-100. — В кн.: Методы и техника аэродинамического эксперимента. — Новосибирск, 1978.

10. Боковиков Ю. Г. Пакет прикладных программ «Крыло».— ГосФАП СССР, № П004533.

Рукопись поступила 10/Х 1986 г.