Влияние удлинения фюзеляжа на аэродинамику магистрального самолета на больших углах атаки

УДК 532.527

A.M. Гайфуллип1'2, Г. Г. Судаков1, А. В. Воеводин1, В. Г. Судаков1'2, Ю.Н. Свириденко1'2, А. С. Петров1

1 Центральный аэрогидродинамический институт им. проф. Н.Е. Жуковского 2 Московский физико-технический институт

Влияние удлинения фюзеляжа на аэродинамику магистрального самолета на больших углах атаки

В АДТ Т-103 ЦАГИ проведены экспериментальные исследования модели компоновки пассажирского самолета в крейсерской конфигурации с фюзеляжами различного удлинения (три варианта). Предметом исследования было изучение продольных и боковых характеристик компоновки на больших углах атаки при наличии скольжения. Цель исследований - получение информации о поведении компоновки на этих режимах и изучение влияния удлинения фюзеляжа на аэродинамические характеристики модели самолета. Приведены сравнения данных экспериментальных исследований с результатами расчетов, проведенных в рамках уравнений Рейнольдса. Выявлены области аномального поведения боковой силы на больших углах атаки. Показано, что на углах атаки а > 15" наступает резкое падение силы, действующей на вертикальное оперение, а при а = 20" вертикальное оперение попадает в «тень» вихревой системы крыла и наступает потеря управляемости по боковым характеристикам.

Ключевые слова: самолет, фюзеляж, вихревая система самолета, боковая устойчивость, большие углы атаки, большие углы скольжения, эффективность вертикального оперения.

1. Введение

В настоящее время в авиастроении просматривается тенденция увеличения удлинения фюзеляжа для повышения пассажировместимости самолета. Вопрос о влиянии удлинения фюзеляжа на путевую устойчивость самолета еще слабо изучен, особенно для диапазона больших углов атаки, на которые самолет может выйти при неблагоприятных обстоятельствах. В работе [1] на упрощенной модели самолета без вертикального (ВО) и горизонтального (ГО) оперений было обнаружено, что в диапазоне углов атаки 20° < а < 40° при наличии небольшого скольжения поведение боковой силы аномально. В частности, исследования путевой статической устойчивости показали, что при небольших углах скольжения на углах атаки а ~ 20° начинает резко возрастать боковая сила. Её увеличение происходит до углов атаки а ~ 30°, причем с увеличением удлинения фюзеляжа увеличивается и величина коэффициента боковой силы Сх. Затем боковая сила, уменьшается, и при ^ 40° она практически исчезает. Причиной такого немонотонного поведения боковой силы является сложная структура взаимодействующих вихревых систем, сходящих с поверхностей фюзеляжа и крыла. Это явление не связано с известным явлением возникновения боковой силы из-за несимметрии вихревых структур, сходящих с удлиненных тел, которое проявляется на углах атаки выше 40° [2, 3], а обусловлено взаимодействием вихревых структур, сходящих с поверхностей фюзеляжа и крыла.

В данной работе проведены экспериментальные и расчетные исследования аэродинамических характеристик компоновки пассажирского самолета на больших углах атаки и скольжения с целью выявить влияние ГО и ВО на эффект возрастания боковых сил. Оказалось, что на углах атаки а > 15° наступает резкое падение эффективности ВО, а при а = 20° ВО попадает в «тень» вихревой системы крыла и наступает потеря управляемости по боковым характеристикам.

2. Описание модели

В настоящей работе в аэродинамической трубе Т-103 ЦАГИ проведены экспериментальные исследования следующих моделей (рис. 1):

1) компоновка самолета с фюзеляжем большого удлинения Аф = 21.8 (\VBT0),

2) компоновка с фюзеляжем умеренного удлинения Аф = 17.3 (\VBT1),

3) компоновка с фюзеляжем «малого удлинения» Аф = 12.7 (\¥ВТ2).

Рис. 1. Геометрия исследованных компоновок. ^¥ВТ0 фюзеляж большого удлинения. "\VBT1 фюзеляж умеренного удлинения. "\VBT2 фюзеляж «малого» удлинения. Размеры в миллиметрах

Следует отметить, что наиболее близка к компоновкам современных самолетов модель с фюзеляжем «малого удлинения».

Поперечные сечения фюзеляжа (за исключением хвостовой части) окружности. Его удлинение варьировалось с помощью цилиндрических вставок. Геометрические характеристики моделей: размах крыла 1.64 м; средняя аэродинамическая хорда (САХ) 0.2252 м; диаметр фюзеляжа 0.11 м; длина фюзеляжа (в зависимости от удлинения) 2.4 м, 1.9 м, 1.4 м.

Экспериментальные исследования велись с кольцевыми турбулизаторами, установленными на поверхности носовой части фюзеляжа на расстоянии 50 мм от носка. В ходе эксперимента проводились весовые измерения трех компонентов сил и моментов, действующих на модель самолета.

Кроме экспериментальных выполнялись также расчетные исследования моделей компоновок. Расчеты в рамках уравнений Рейнольдса для совершенного газа производились с помощью пакета А^УЭ СГХ. Использовалась модель турбулентности к — ш ББТ.

Ниже продольные аэродинамические характеристики приводятся в скоростной системе координат, боковые в связанной. Все моменты отсчитывались от начала связанной системы координат, расположенной па 1/4 средней аэродинамической хорды в точке хт = 0.238 м от передней кромки корневой хорды крыла.

3. Аэродинамические силы и моменты

Экспериментальное определение аэродинамических характеристик компоновок проводилось в диапазоне углов атаки 0° < а < 40°, углов скольжения —20° < @ < 20°.

Скорость набегающего потока составляла 50 м/с, что соответствовало числу Маха М = 0.15 и Рейнольдса Ие = 0.75 • 106, посчитанному по С АХ.

Ниже представлены зависимости аэродинамических характеристик, полученных в ходе весовых испытаний, и некоторые сравнения с расчетными результатами. Зависимости коэффициентов подъемной силы, силы сопротивления и момента крена от угла атаки имеют обычный вид. Наибольший интерес представляют боковая сила, а также моменты крена и рыскания. На рис. 2 приведены зависимости измеренного коэффициента боковой силы Сг моделей от а при отсутствии скольжения @ = 0°. Видно, что при нулевом /3 и а > 20° появляется боковая сила для компоновки с фюзеляжем большого удлинения. На этих углах атаки в результате несимметричного отрыва потока с передних кромок крыла картина течения становится несимметричной, что подтверждается расчетными данными (рис. 3). Структура отрывной зоны хорошо видна на рис. 4. Для компоновок с фюзеляжем умеренного и «малого» удлинения фюзеляжные вихри имеют существенно меньшую интенсивность, поэтому несимметрия проявляется слабо, и боковые силы менее существенны.

Рис. 2. Коэффициент боковой силы при /3 = 0. Экспериментальные данные

Рис. 3. Распределение статического давления в поперечной плоскости: а = 40°, /3 = 0

На рис. 5 приведены данные эксперимента о влиянии оперения на поведение коэффициента боковой силы при ¡3 = 0°. На углах атаки от 20° до 37° на фюзеляже большого удлинения при симметричном расположении модели возникает достаточно значительная боковая

сила, и её величина зависит от удлинения фюзеляжа. Для сравнения на рис. 5 также приведена зависимость коэффициента боковой силы для компоновки Д^ВТО без хвостового оперения. Видно, что установка оперения приводит к заметным изменениям боковой силы.

Total Pressure 1.617е+003

Рис. 4. Распределение полного давления в поперечной плоскости: а = 40°, Р = 0

Рис. 5. Коэффициент боковой силы для компоновки \VBT0 с хвостовым оперением и без при 3 = 0

Поведение боковых сил меняется при появлении небольшого угла скольжения. Для компоновки крыло-фюзеляж без ГО и ВО боковая сила аномально возрастает на углах атаки а > 25° [1]. Причиной является существенно несимметричный отрыв с поверхности крыла. На рис. 6 приведена экспериментальная зависимость от угла атаки при [3 = 6° без хвостового оперения.

При наличии в компоновке ВО и ГО поведение боковых характеристик меняется из-за наличия достаточно больших боковых сил и моментов, возникающих на оперении. На рис. 7-9 приведены экспериментальные зависимости боковых характеристик (тх - коэффициент момента крена, ту - коэффициент момента рыскания) компоновок от угла атаки при Р = 6°. Несимметричный отрыв на крыле приводит к появлению добавочного слагаемого в аэродинамических коэффициентах, что вызывает нерегулярное поведение боковых характеристик по углу атаки. Такая картина наблюдается на всех исследованных вариантах компоновки, при этом диапазон углов атаки, где наблюдается резкое изменение боковых ха-

рактеристик, совпадает с диапазоном аномального поведения боковых характеристик для компоновки без ГО и ВО. На рис. 7 также приведена зависимость коэффициента боковой силы, полученная расчетным путем для фюзеляжа самого большого удлинения \VBT0. Хотя экспериментальные и расчетные значения величины боковой силы различаются, качественное поведение их при изменении угла атаки совпадает.

0.02 Сг 0.00

-0.02

-0.04

-0.06

-0.08

-0.10

-0.12

а

; 1 0 1 5 2 5 3 0 3

-И-\\1П() —\YIVn

Рис. 6. Коэффициент боковой силы при /3 = 6° для различных компоновок без хвостового оперения

0.02 п Сх ----- а

.5 I 0 02  ; 0 1 5 3 Ж !/ \ \ I 5 3 д 0 3 / / /

м \ \\ / / / 1

-0.04  \ \ V \ \ \ х \ \ ^ 1 / / /

-0.06— - \ \ \\ \\ \\ / —^ / / 1

--0.08 Щ -О WBT0расч ——WBT0экcп —•— Ч/ВТ1 эксп —а— ЩВТ2 эксп VI

-0.10  -0.12

Рис. 7. Коэффициент боковой силы при /3 = 6° для различных компоновок с хвостовым оперением

Чтобы выявить степень и характер влияния ГО и ВО на боковые характеристики, на рис. 10 представлены рассчитанные значения коэффициента боковой силы при (3 = 6° действующей только на фюзеляж с крылом и на полную компоновку.

Видно, что на углах атаки а > 15° наступает резкое падение силы, действующей на ВО, а при а > 20° ВО попадает в «тень» вихревой системы крыла и наступает потеря эффективности оперения (рис. 11). При а = 0 ^ 20° значительная боковая сила на компоновке \VBT0 обусловлена наличием ВО, а при больших углах атаки влияние ВО ослабевает, и боковая сила связана с несимметрией отрывного обтекания в зоне крыло-фюзеляж.

--0.025 --------

Рис. 8. Коэффициент момента крена при @ = 6° для различных компоновок с хвостовым оперением

Рис. 9. Коэффициент момента рыскания при ¡3 = 6° для различных компоновок с хвостовым оперением

-и-\\вто —\\В

(

; 0 1 5 / А 2 5 3 0 3 5 а/ 1

Рис. 10. Коэффициент боковой силы при ¡3 = 6° для компоновки ДУВТО без учета сил на ВО и ГО

Рис. 11. Распределение статического давления в поперечных плоскостях, а = 25°, /3 = 6°

4. Влияние удлинения фюзеляжа самолета на характеристики устойчивости и управляемости

Обеспечение большей пассажировместимости самолета за счет увеличения удлинения фюзеляжа изменяет его аэродинамические характеристики не в лучшую сторону в основном за счет увеличения удлинения носовой части. При увеличении длины носовой части фюзеляжа аэродинамический фокус самолета смещается вперед и при этом уменьшается продольная устойчивость по углу атаки, что ухудшает безопасность полета.

Для анализа влияния модификаций на характеристики устойчивости и управляемости были рассмотрены два варианта модели - модель с коротким (штатным) фюзеляжем WBT2 и модель с длинным фюзеляжем WBT0.

Экспериментальные зависимости несущих свойств (Суа - коэффициент подъемной силы) и продольного момента {тга - коэффициент момента тангажа) рассматриваемых компоновок приведены на рис. 12-13.

-1,40 " Суа

—\\ВК» —\YBT2

--^

1.00

0.80

0.60

0.40

поп" а

-5 0 5 10 15 20 25 30 35 40

Рис. 12. Коэффициент подъемной силы при @ = 0 для компоновок ДУВТО и ДУВТ2

-0^0—1 т/а

0.101 Чч

5 1 ; 0 1 5 2 0 2 ¡5 3 0 3 5 а 4

-0.20

-0.30

--\YBT0 —\YBT2

-0.50

-0.60  -.0 70  ----

Рис. 13. Коэффициент момента тангажа при @ = 0 для компоновок ДУВТО и ДУВТ2 Они имеют обычный вид: характеристика Суа(а) растет вначале линейно, до а ~ 10°,

затем монотонно до Су тах при а ~ 30°. Продольный момент ведет себя устойчиво, < 0, аэродинамический фокус располагается на хр = 0.56, что отвечает норме. Необходимо отметить, что в поведении зависимости тг{а) при подходе к большим углам атаки иногда возникает нежелательное выполаживание или даже образуется некая «ложка» в характеристике тг(а). Влияние удлинения носовой части на несущие свойства и продольный момент самолета малозаметное.

Коэффициент боковой силы самолета Сг в основном определяется углом скольжения и углом отклонения руля направления. Испытания моделей в АДТ показали, что силы и моменты по углу скольжения изменяются линейно и в диапазоне углов атаки а ~ 015° принимают небольшие значения. Влияние удлинения фюзеляжа на характеристики самолета тоже небольшое.

Однако на больших углах атаки (а > 20°) линейность нарушается (рис. 14). И даже при малых углах скольжения коэффициент боковой силы Сг может достигать величин порядка 0.05 (рис. 2). Такое поведение объясняется взаимодействием вихревых структур фюзеляжа и крыла в области центроплана. Следует отметить, что такое поведение происходит на углах атаки вне эксплуатационного диапазона режимов и скачок в коэффициенте боковой силы не представляет большой опасности.

0.3  Сг

-и-\\вто —•—\\ ВТ1 —А—\VIil2

0.2

0.1

20 -1 5 -] 0 0 1 5 р 2(

-0.1

-0.2  -П д

Рис. 14. Коэффициент боковой силы при а = 19.3°, три фюзеляжа с оперением

Моменты крена и рыскания являются главными для обеспечения управляемости и устойчивости самолета (момент крена определяет поперечную устойчивость, момент рыскания - боковую статическую устойчивость).

Исследования в АДТ на моделях и расчеты показывают, что изменение удлинения носовой части фюзеляжа в большей степени влияет на ту и его основная часть формируется на вертикальном оперении. Влияние удлинения фюзеляжа на тх очень мало. Это хорошо подтверждается данными рис. 15 и 16.

Рис. 15. Коэффициент момента крена при a = 9.5°

Рис. 16. Коэффициент момента рыскания при a = 9.5°

5. Заключение

В работе проведены экспериментальное и численное исследования обтекания модели пассажирского самолета с фюзеляжами разного удлинения при наличии ГО и ВО и без них. Целью исследований было выявление режимов течения, наиболее критичных с точки зрения аномального поведения боковых сил.

В результате исследований было выявлено, что на компоновке без ГО при небольших углах скольжения боковая сила аномально возрастает при углах атаки a < 15-20°. Для компоновки крыло-фюзеляж-ГО-ВО независимо от удлинения фюзеляжа было обнаружено, что при a < 15° имеет место резкое уменьшение боковой силы, действующей на ВО из-за попадания на него фюзеляжного вихря. В диапазоне углов атаки a < 20-35° боковая сила, действующая на ВО, мала. При этом величины боковой силы для компоновок с оперением и без него близки по величине.

Проведенный на основе испытаний в АДТ анализ характеристик устойчивости и управляемости показывает, что небольшое увеличение удлинения носовой части (10%) на самолетах традиционной компоновки и в пределах эксплуатационной области режимов полета (a < 15°) оказывает незначительное влияние на аэродинамические характеристики. Вблизи максимальных углов атаки происходит небольшой прирост боковой силы. Однако при выходе за пределы эксплуатационной области режимов полета и увеличении углов атаки до a < 25° на небольших углах скольжения происходит резкое увеличение боковой силы.

Работа была выполнена при поддержке гранта РФФИ 13-08-00346 и при финансовой поддержке Министерства образования и науки РФ в рамках договора № 700013728 от 21.11.2012 «Разработка моделирующего комплекса реалистичного восприятия оператором (летчиком) сложных режимов полета и оценки его психофизиологического состояния» по 218 Постановлению Правительства РФ.

Литература

1. Воеводин A.B., Гайфуллин A.M., Пет,ров A.C., Свириденко Ю.Н., Судаков Г.Г. Об аномальном поведении боковой силы, действующей на самолет на больших углах атаки // Ученые записки НАГИ. - 2012. - Т. XLIII, № 3. - С. 45-50.

2. Аэродинамика ракет / под ред. М. Хемша и Дж. Нилсена. — Кн. 1. — М. : Мир, 1989. _ 426 с.

3. Воеводин A.B. Несимметрия и неединственность в решении задачи об отрывном обтекании компоновки крыло-корпус малого удлинения при наличии скольжения // Ученые записки НАГИ. - 2012. - Т. XI.III. № 2. - С. 10-15.

Поступила в редакцию 27.08.2013.