Методы управления взаимодействием вихревых структур с элементами самолета на больших углах атаки

________УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ ЦАГИ

Том XXVII 199 6

№1-2

УДК 629.735.33.015.3.062.4

МЕТОДЫ УПРАВЛЕНИЯ ВЗАИМОДЕЙСТВИЕМ ВИХРЕВЫХ СТРУКТУР С ЭЛЕМЕНТАМИ САМОЛЕТА НА БОЛЬШИХ УГЛАХ АТАКИ

Е. С. Вождаев, В. А. Головкин, М. А. Головкин, Н. Н. Долженко

Анализируются причины ухудшения характеристик продольной и боковой статической устойчивости и управляемости некоторых аэродинамических компоновок самолетов на больших углах атаки и в режиме штопора. Описаны разработанные в последние годы: методы воздействия на вихревые структуры летательного аппарата (ЛА), некоторые из которых внедрены на ряде современных самолетов. В частности, излагается метод локальных вариаций геометрии ЛА в малой окрестности зарождения вихревых жгутов, который позволяет малыми изменениями формы ЛА сильно влиять на глобальную структуру его обтекания, а следовательно, и на его аэродинамические характеристики. Этот метод был апробирован на ряде отечественных самолетов и позволил существенно улучшить характеристики боковой устойчивости и штопора. Излагается метод улучшения боковой статической устойчивости за счет симметризации областей «взрыва» наветренного и подветренного вихревых жгутов. Предложены методы воздействия на продольные характеристики самолета, а также различные методы повышения эффективности органов управления.

Управление вихревыми структурами с целью улучшения аэродинамических характеристик ЛА на больших углах атаки является одной из важнейших задач экспериментальной аэродинамики.

Актуальность ее обусловлена прежде всего освоением в последнее время авиацией сверхбольших закритических углов атаки, причем маневры на таких углах атаки стали штатными для ряда самолетов. Кроме того, решение проблем штопора самолета, которые напрямую связаны с вопросами безопасности полета на этих режимах, также приводит к необходимости управления вихревыми структурами самолета на больших углах атаки.

В работе [1] предложен метод воздействия на «взрыв» вихрей с помощью выдува локальной струи в окрестность ядра вихря. Проведенные позже исследования на модели современного маневренного самолета показали эффективность такого воздействия для улучшения характеристик боковой статической устойчивости даже

при сравнительно низких значениях коэффициента импульса струи. В работе [2] предложен и рассмотрен на примере треугольного крыла метод улучшения ряда аэродинамических характеристик посредством специальной профилировки поверхности в окрестности прохождения свободных вихрей. Положительные эффекты в этом случае достигаются как за счет реализации подсасывающей силы на специально спрофилированной поверхности, так и за счет воздействия такой профилировки на вихревые жгуты, в частности на положение их областей взрывов. В работе [3] для управления рысканием самолета предложен метод воздействия на вихревую структуру фюзеляжа самолета с помощью специальных отклоняемых органов, расположенных в носовой части фюзеляжа. Однако применение таких органов управления на ряде ЛА затруднено или неприемлемо.

В данной статье описаны разработанные в последние годы в ЦАГИ другие методы управления вихревыми структурами самолета, которые показали свою эффективность. Некоторые из этих методов были внедрены на ряде отечественных самолетов.

Экспериментальные материалы, которые используются в данной статье, получены в аэро- и гидродинамической трубах и частично в летных экспериментах. Визуализация течения в аэродинамической трубе осуществлялась методом дымовых струй или с помощью аэродинамического щупа с шелковинкой, а в гидродинамической трубе — методом подкрашенных струек. Применялись также методы типа светового ножа. Приводимые в статье схемы вихревых структур, отражающие основные особенности течения, получены на основе этих визуализационных экспериментов. Условия испытаний в аэро- и гидродинамической трубах, использованные при этом экспериментальное оборудование и методика определения статических производных в основном аналогичны описанным в работе [2] и поэтому здесь не приводятся.

1. Метод локальных вариаций геометрии летательного аппарата в малой окрестности зарождения вихревых жгутов. В исследованиях ЦАГИ было обнаружено существование локальных зон, малые изменения геометрии которых приводят к глобальному изменению характера обтекания ЛА. Такими локальными зонами являются области зарождения вихревых жгутов: носовая часть фюзеляжа самолета, места сочленения наплыва крыла с фюзеляжем, крыла и фюзеляжа, наплыва и крыла и т. п. .

Установка даже весьма малых по размерам генераторов вихрей, выполненных, например, в виде прямоугольного или треугольного крылышка, позволяет в значительной мере симметризовать вихревую структуру обтекания носовой части фюзеляжа при наличии угла скольжения (3 на больших углах атаки а. Принцип воздействия такого генератора вихрей на структуру обтекания носовой части фюзеляжа при больших углах атаки и образование дополнительной боковой силы &Х, вызывающей дополнительный стабилизирующий момент рыскания, пояснены на рис. 1, а, где величины Г} и Г2 обозначают соответственно интенсивности левого и правого основных жгутов,

Носовая част& фюзмта без генератора бах рей

Носовая част фюзеляжа ( генератором вихрей В ее вершине

Носовая часть фюзеляжа с ношвидны-ми ребрами

Рис. 1

образующихся при обтекании носовой части фюзеляжа; Уу и Уг обозначают проекции суммарного вектора скорости V в связанной с самолетом системе осей координат Охуг. При установке генератора вихрей в вершине фюзеляжа происходит частичная симметризация положения вихревых жгутов и линий отрыва потока при наличии скольжения, по крайней мере, в окрестности вершины. В результате под наветренным более интенсивным вихревым жгутом создается большее разрежение, чем под подветренным, и реализуется некоторая дополнительная стабилизирующая боковая сила Дг, дающая дополнительный стабилизирующий момент рыскания. Это благоприятным образом сказывается на характеристике путевой статической устойчивости по углу сколжения .

Как показали исследования, еще больших эффектов можно добиться, если зафиксировать линию отрыва потока на носовой части фюзеляжа с помощью установки ножевидных ребер (рис. 1, а). Это позволяет симметризоватъ линию отрыва на всем протяжении носовой части фюзеляжа. Однако такие протяженные ножевидные ребра, даже при изготовлении их из радиопрозрачного материала, вносят некоторую неоднородность в радиопрозрачный кок, который устанавливается на носовой части современных истребителей, и отрицательно влияют на работу радиооборудования. Поэтому они не реализованы на современных истребителях.

В настоящее время носовые генераторы вихрей, в частности, близкие к изображенному на рис. 1, а, реализованы на современных аэродинамических компоновках, имеющих в носовой части пгганги приемника воздушного давления (ПВД), поэтому они были названы ПВД-генераторы вихрей (рис. 1, б). Размеры их таковы, что они не выступают за узел крепления штанги ПВД к носовой части фюзеляжа и, таким образом, не создают дополнительных помех работе радиооборудования.

Малые изменения геометрии наплыва крыла в области его сочленения с фюзеляжем путем образования на части наплыва, прилегающей к фюзеляжу, кромки с обратной стреловидностью (так называемые X -наплывы крыла, рис. 1,6) позволяют существенно изменить структуру обтекания самолета. Так, если без X -наплывов вихревые жгуты, сходящие с носовой части фюзеляжа на больших углах атаки, объединяются с наплывными вихревыми жгутами, то на аэродинамической компоновке с X -наплывами они разделены как при наличии скольжения, так и при его отсутствии (рис. 1,6). Это благоприятным образом сказывается на характеристиках поперечной пР и путевой ггР статической устойчивости, а также на характеристике

X у

ап = /и^сова + ^-и&ша,

' / т ^

'х

где 1Х, 1у — моменты инерции самолета.

Остановимся подробнее на причинах такого улучшения. Ухудшение характеристик п$ и обусловлено на данной исходной

X у

аэродинамической компоновке следующими обстоятельствами. При наличии скольжения наветренный вихревой жгут Г2, обусловленный сворачиванием вихревой пелены, сходящей с наветренной части фюзеляжа, и наветренный вихревой жгут Г3, образующийся в результате сворачивания вихревой пелены, сходящей с наветренной части наплыва, объединяются в суммарный наветренный вихревой жгут Г2н, который с ростом угла скольжения приближается к плоскости симметрии самолета. Подветренные вихревые жгуты и Г4, образующиеся соответственно на носовой части фюзеляжа и на наплыве крыла, также объединяются в суммарный подветренный вихревой жгут Г2п, который с ростом угла скольжения распространяется вдоль подветренной консоли крыла. В результате того что на подветренной консоли крыла под вихревым жгутом Г1п разрежение создается на большем плече (на большем расстоянии от плоскости симметрии самолета), возникает значительный дестабилизирующий момент крена, что приводит к ухудшению характеристики /я£. Кроме того, потеря поперечной и путевой

статической устойчивости на данной аэродинамической компоновке обусловлена воздействием суммарного наветренного вихревого жгута Г£н на вертикальное оперение. Выше указывалось, что вихревой жгут Ген приближается к плоскости симметрии, а вихревой жгут Г2п отдаляется от нее. В экспериментах было установлено, что наветренный вихревой жгут Г£н под воздействием набегающего потока между консолями крыла и горизонтального оперения на больших углах атаки поднимается над вертикальным оперением, создавая на нем скосы потока, способствующие увеличению угла скольжения. Таким образом, воздействие вихревого жгута на этих режимах на

вертикальное оперение способствует ухудшению путевой и поперечной устойчивости самолета. Это было подтверждено не только с помощью визуализации течения, но и путем измерения сил и моментов на модели самолета без вертикального оперения. Оказалось, что отсутствие вертикального оперения на этих режимах значительно улучшает характеристики пР и ггР'. Как показали исследования,

X у

уменьшить вредное индуктивное воздействие вихревого жгута Г£н на вертикальное оперение и тем самым несколько улучшить характеристики «5 и на больших углах атаки возможно было путем

X у

таких модификаций вертикального оперения, чтобы значительная часть его площади находилась выше вихревого жгута Г^. Это следующие решения: сдвижка исходного вертикального оперения вперед;

увеличение его высоты с одновременным наращиванием площади приконцевых сечений; применение вертикального оперения с обратной стреловидностью по передней и задней кромкам. Однако по ряду

соображений эти модификации оказались неприемлемыми. Был найден другой путь улучшения характеристик и пР, который и

• л У

обсуждается ниже. Отвлекаясь от данной аэродинамической компоновки, следует отметить, что на некоторых ЛА аналогичное негативное индуктивное воздействие на вертикальное оперение оказывают, например, поднимающиеся над ним вихревые жгуты, сходящие с носовой части фюзеляжа.

При наличии А.-наплыва вихревые жгуты 1\, Г2 и Г3, Г4 разделены, причем вихревые жгуты 1\ и Г2, образующиеся на носовой части фюзеляжа, следуют вблизи плоскости симметрии самолета (рис. 1, б), а интенсивность вихревых жгутов Г3 и Г4 меньше, чем на исходной аэродинамической компоновке, вследствие меньшей протяженности передней кромки наплыва крыла с прямой стреловидностью. При этом, хотя вихревой жгут Г3 поднимается над вертикальным оперением (как к вихревой жгут Г£н на исходном самолете), а вихревой жгут Г4 следует вдоль подветренной консоли (как вихревой жгут Г2п на исходном самолете), их интенсивность оказывается существенно меньшей по сравнению с вихревыми жгутами Г2н или Г£п соответственно. В результате дестабилизирующее воздействие вихрей Г3 и Г4 на подветренную консоль 1фыла и вертикальное оперение уменьшается, а следовательно, возрастает путевая и поперечная статическая устойчивость по углу скольжения. Кроме того, так как вихревые жгуты Г\ и Г2 проходят на уровне прикорневых сечений вертикального оперения и при скольжении вихревой жгут Г2 приближается к вертикальному оперению, а Г\ удаляется от него, то на вертикальном оперении ими индуцируются скосы потока, способствующие возрастанию поперечной и путевой статической устойчивости по углу скольжения.

На рис. 1,в для примера приведены результаты испытаний модели самолета в исходной конфигурации и модели с генератором вихрей, установленным в носовой части фюзеляжа на штанге приемника воздушного давления (ПВД-генератор), и Х-наплывами крыла. Можно видеть, что при этом существенно расширяется область углов атаки, в которой обеспечивается путевая статическая устойчивость по углу скольжения /иР, и уменьшается неустойчивость в области, где самолет

неустойчив по курсу. Установка X -наплывов крыла и ПВД-генератора вихрей позволяет отодвинуть возникновение неустойчивости по характеристикам тя£ и ар на более высокие углы атаки при очень малой протяженности кромки с обратной стреловидностью либо вообще обеспечить устойчивость по этим параметрам вплоть до а = 90° (на рис. 1, в соответствующие данные не приводятся).

Указанные решения реализованы на ряде отечественных маневренных самолетов. Причем, как показали летные эксперименты,

на самолете, снабженном ПВД-генератором вихрей и Я, -наплывами крыла, отсутствовали режимы сваливания в штопор.

Другой пример воздействия на вихревую структуру носовой части самолета относится к аэродинамической компоновке, имеющей в носовой части центральный воздухозаборник. На этом самолете первоначально с правой стороны были установлены основной ПВД на выносной штанге и аварийный ПВД (рис. 2, а). Как показали исследования в аэродинамической трубе по визуализации течения и весовые измерения, эти ПВД на правой стороне носовой части самолета на больших углах атаки в отсутствие скольжения провоцировали весьма интенсивный отрыв потока при меньшем значении азимутального угла у, чем на левой стороне носовой части фюзеляжа (рис. 2, а). В результате на левой части фюзеляжа в зоне ее безотрывного обтекания создалось весьма сильное разрежение, приводящее к возникновению боковой силы влево и большого дестабилизирующею путевого момента. Экспериментальные исследования со свободно штопорящей моделью в вертикальной аэродинамической трубе и летные эксперименты показали, что самолет имел устойчивый левый штопор, выход из которого не обеспечивался отклонениями органов управления. На рис. 2, а для примера приведены результаты записи летного эксперимента. Здесь а>х, юу>

в)

Шючснис

верны» ракет

ус /

-/ -г

І Уіілл

в

-КҐ

иг

М* 0

1 -иг -«г

о

І 1.1.............................1 )_________________ ________1 I

и

40

ВО і.с

А-11 (уіеличш) 1-9

і)

V

Г £

- Вид А і* жгут Г

жгут ям

фпзияжемикрымм/ г

дні В Ц/Іемино)

цщ Меди* &з реіриша

Рис. 2

— угловые скорости самолета; 8Н, 8Э, 5В — отклонения руля направления, элеронов и руля высоты соответственно. Видно, что, несмотря на действия летчика, направленные на вывод самолета из штопора (см. 32—45 с и 50—65 с, іде руль направления и элероны установлены против штопора, а руль высоты в положение, близкое к нейтральному), самолет не выходил из левого установившегося штопора. Вывод самолета из штопора на 72-й секунде был осуществлен только за счет действия импульса противоштопорных ракет, включенных на 66-й секунде.

Для ликвидации ^симметрии и подобного режима штопора было предложено установить аварийный ПВД симметрично с основным (рис. 2, б) на такой же надстройке в месте его крепления к фюзеляжу. Как показали эксперименты в вертикальной аэродинамической трубе, тем самым удалось ликвидировать асимметрию вихревой структуры носовой части фюзеляжа, и на модели отсутствовал режим штопора. Летный эксперимент подтвердил эти результаты. При отклонении всех органов управления по штопору самолет имел режим «падения листом» (со средними значениями ах и со^, близкими к нулю). Сразу после перекладки органов управления в нейтрально^ положение «падение листом» прекращалось и самолет выходил на малые углы атаки.

Эксперименты показывают, что установкой сравнительно малого вертикального «ребрышка» снизу в передней части некоторых аэродинамических компоновок можно, практически не меняя путевой статической устойчивости, заметно улучшить характеристику поперечной статической устойчивости по углу скольжения на больших углах атаки, а также характеристики штопора (рис. 2, в). Такое улучшение связано с тем, что вихревой жгут, образующийся на этом «ребрышке» при скольжении, проходит под подветренной консолью крыла, отдаляясь от плоскости симметрии самолета. В результате под подветренной консолью реализуется разрежение, способствующее уменьшению подъемной силы и созданию стабилизирующего момента крена. Кроме того, на режимах штопора такое «ребрышко» может улучшить характеристики демпфирования вращения самолета относительно его вертикальной оси. Такое же воздействие на поперечную статическую устойчивость оказывают, например, ребра или держатели подвесок, устанавливаемые на нижней поверхности крыла.

В заключение можно отметить следующее. Существование на летательном аппарате зон, ще весьма малые изменения геометрии могут сильно влиять на глобальную структуру течения и на аэродинамические характеристики, диктует необходимость строжайшего соблюдения геометрического подобия аэродинамической модели и натурного объекта. На модели необходимо воспроизводить даже весьма малые надстройки, существующие на ЛА. Опыт исследований самолетов на больших углах атаки и в свободном штопоре в вертикальной аэродинамической трубе указывает на весьма хорошее совпадение модельного и летного экспериментов по всем

отечественным самолетам. Однако в тех случаях, когда модельный эксперимент не соответствовал натурному, после тщательных сравнений выяснялось, что геометрия модели не полностью соответствовала натурному самолету. Как правило, после приведения модели в полное соответствие натурному самолету результаты летного и модельного экспериментов имели хорошую сходимость.

2. Метод симметризации областей взрывов наветренного и подветренного вихревых жгутов. В работах [4, 5] был описан механизм потери поперечной статической устойчивости по причине более раннего взрыва наветренного вихревого жгута на треугольном крыле по сравнению с подветренным. В работе [1] был предложен метод борьбы с этим явлением путем затягивания или ликвидации взрыва вихрей с помощью струй, что способствует симметризации вихревой структуры.

Рассмотрим другой метод симметризации вихревой структуры. Он может быть осуществлен путем создания положительного градиента давления в области прохождения подветренного вихревого жгута (или одновременно наветренного и подветренного), что приводит к симметризации положений областей взрывов наветренного и подветренного вихревых жгутов. Такой градиент может быть создан, например, с помощью сравнительно небольших интерцепторов, расположенных в области прохождения упомянутых вихрей (рис. 3, а, б) и отклоняемых при больших углах атаки.

Эксперименты, проведенные с треугольным крылом, показали возможность существенного улучшения характеристики поперечной статической устойчивости (рис. 3, а). Исследования, проведенные на модели самолета, выявили, что путем оптимизации формы и положения таких интерцепторов относительно вихревых жгутов, формирующихся на рассмотренной аэродинамической компоновке на боковых поверхностях воздухозаборников двигателя, можно добиться не только симметризации положения областей взрывов наветренного и подветренного вихрей при наличии скольжения, но и приблизить подветренный вихрь к плоскости симметрии самолета. Это позволило достичь устойчивости по характеристикам /и£ и стр вплоть до а = 90° на аэродинамической компоновке, которая в исходном варианте имела поперечную неустойчивость в диапазоне а * 25 - 45° (рис. 3, б).

Экспериментальные исследования, проведенные на аэродинамической компоновке типа «утка» (рис. 3, в), выявили следующие особенности ее аэродинамики, непосредственно связанные со взрывом вихревых жгутов, сходящих с переднего горизонтального оперения. Двухкилевое вертикальное оперение, устанавливаемое в области прохождения вихревых жгутов, сходящих с переднего горизонтального оперения, вызывает взрыв этих жгутов. При этом в результате симметризации областей взрывов наветренного и подветренного вихревых жгутов, по аналогии с механизмом, рассмотренным выше, аэродинамическая компоновка с вертикальным оперением устойчива по п$ и пР, вплоть до а = 90°, в то время как модель самолета без

•* У .

вертикального оперения имеет поперечную статическую неустойчивость в диапазоне углов атаки а  30 - 40° и нейтральна по .

Следует отметить и некоторый отрицательный эффект, вызванный взрывом вихрей, — максимальный коэффициент подъемной силы существенно снижается. •

3. Методы воздействия на продольные характеристики. Известно, например, что треугольный наплыв крыла с большой стреловидностью по передней кромке вызывает сильное возрастание момента на кабрирование при больших углах атаки. Это связано с существованием вплоть до больших углов атаки вихревых жгутов, формирующихся на передних кромках такого наплыва. Как показывают эксперименты, существенно влиять на зависимость тг{а) на больших углах атаки в

этом случае возможно путем изменения формы наплыва в плане при сохранении его общей площади. Например, если рассмотреть наплыв, в передней части которого передние кромки имеют малую стреловидность, то по мере увеличения угла атаки взрыв вихревых жгутов, сходящих с его передних кромок меньшей стреловидности, наступает существенно раньше, чем с его кромок большей стреловидности. Это, в свою очередь, может вызывать взрыв вихревых жгутов, формирующихся на кромках с большей стреловидностью, т. е. привести к отрывному обтеканию со взрывом вихрей всего наплыва крыла. В результате несущие свойства собственно наплыва на больших углах атаки снижаются и возрастает момент на пикирование.

Существенно влиять на зависимость т1(а) на больших углах атаки с целью увеличения момента на пикирование возможно также с помощью установки в задней части аэродинамической компоновки, например между крылом и стабилизатором, некоторых поверхностей, примыкающих к фюзеляжу, которые можно назвать задними наплывами.

Организацией надлежащего взаимодействия вихревых структур, сходящих с элементов самолета, с горизонтальным оперением можно также весьма сильно влиять на характеристику тг(а).

Рассмотрим сначала в качестве примера аэродинамическую компоновку самолета нормальной схемы с верхним расположением стабилизатора (рис. 4, а). Вихревые жгуты, образующиеся на наплыве крыла, с ростом угла атаки приближаются к плоскости горизонтального оперения в результате воздействия набегающего потока. Если размах оперения недостаточно велик или близок к размеру наплыва, то эти вихревые жгуты, проходя вблизи концевых сечений стабилизатора, создают скосы потока, способствующие образованию «ложки» в зависимости т1( а) или области, где

производная /и“ меняет знак (рис. 4, а). Кроме того, при приближении

к стабилизатору снизу вихревые жгуты создают на нем разрежение, способствующее уменьшению его подъемной силы, а следовательно, возрастанию момента на кабрирование. Увеличением размаха стабилизатора можно добиться ослабления этого отрицательного эффекта в результате того, что на части стабилизатора, выступающей за вихревые жгуты, реализуются скосы потока, способствующие возрастанию момента на пикирование. Такого же эффекта можно добиться уменьшением ширины наплыва, с тем чтобы вихревые жгуты, образующиеся на нем, проходили ближе к корневым сечениям стабилизатора. Если уменьшение ширины наплыва сопровождается уменьшением его площади, т. е. уменьшением интенсивности наплывных вихревых жгутов, то указанные положительные эффекты могут быть обусловлены как уменьшением момента на кабрирование, создаваемым собственно наплывом, так и описанной интерференцией.

Сильно повлиять на зависимость тг(а) для такой аэродинамической компоновки можно также, например, путем придания обратной ^образности горизонтальному оперению с одновременным увеличением его размаха и площади (рис. 4, а). Положительные эффекты в этом случае могут достигаться вследствие изменения характера взаимодействия вихревых жгутов 1\ и Г2 со стабилизатором. На малых углах атаки вихревые жгуты Г\ и Г2, проходя над стабилизатором, создают на его верхней поверхности разрежение, чем способствуют возрастанию момента на пикирование. С ростом угла атаки эти вихревые жгуты отдаляются от стабилизатора, что приводит к уменьшению скосов потока, способствующих созданию момента на кабрирование, т. е. к улучшению зависимости тг(а). На некоторых

*)

ф€г,

Увеличенным размер СявВимзтор с eSpam

Исходный -----исходная моделі

сямЛм---------моделі с увеличенным

jчцпгр ранет амЛишмтрл

----апаШттр е ебрат-

мі У-еІршесяш

Моделі сяереыродт Медеи с, зубом" не крыле м крыле

f Vsintx

\ Vsina

Исходная моделі

С нереярі^ 4 '

;LШ Ш .

.фЛм'м крыле

СтИалмзатер с „зрієм "

[рклпем,тшшм яыш AapeSei uttgm Г; в крыле) ^Г, У^У^О _

*)

Bui снизу

''(At*

Я гг^Мрыткш

ВвВ В

Мрышки t У six л

Рис. 4

аэродинамических компоновках можно добиться улучшения зависимости тг(а) установкой на носке крыла в плоскости сечений профиля ребер или образования на носке крыла «зуба», которые способствуют разделению вихревых структур, сходящих с носка крыла (рис. 4,6). «Дефекты» зависимости т1{а) для исходной аэродинамической компоновки в этом случае обусловлены вредным индуктивным воздействием вихревых жгутов Г\ на горизонтальное оперение, что способствует возрастанию момента на кабрирование. Кроме того, возможно развитие взрыва вихревых жгутов в окрестности приконцевых сечений крыла, что также способствует возрастанию момента на кабрирование. Указанное на рис. 4, б разделение вихревых жгутов способствует тому, что вихревые жгуты Г2 проходят вблизи прикорневых сечений стабилизатора и создают на большей части его консолей скосы потока, приводящие к увеличению момента на пикирование. Кроме того, проходя над верхней поверхностью стабилизатора, они создают на ней разрежение, также способствующее возрастанию момента на пикирование. Вследствие того что вихревые жгуты оказываются разделенными на вихревые жгуты Г2 и Г3, вихревые жгуты Г3 имеют меньшую интенсивность, чем вихревые жгуты 1\. Это приводит к затягиванию взрыва вихревых жгутов Г3 на более высокие углы атаки, по сравнению с вихревыми жгутами Г\, и ликвидации взрыва вихревых жгутов в приконцевых сечениях крыла, что также приводит к возрастанию момента на пикирование.

На аэродинамических компоновках типа среднеплан или высокоплан на больших углах атаки в области стыка крыла с фюзеляжем зарождаются вихревые образования по схеме, изображенной на рис. 4, в. Эти вихревые образования во многом аналогичны подковообразному вихревому жгуту, формирующемуся, например, при обтекании цилиндра, установленного на плоской поверхности [6]. На вихревом жгуте 1\ имеется область с нулевой продольной (вдоль вихревого жгута) скоростью (V = 0). Слева от области V = 0 скорость внутри вихря направлена в сторону носовой части самолета (V < 0), справа — в сторону хвостовой части самолета (V > 0). Часть вихревого жгута слева от линии V = 0 переходит с нижней поверхности крыла на верхнюю й взаимодействует или объединяется с вихревыми жгутами, формирующимися на верхней поверхности крыла. Часть вихревых жгутов Г* справа от линии V = 0, следуя вниз по потоку, проходит в непосредственной близости от корневых сечений стабилизатора. В результате эти вихревые жгуты Ц индуцируют на внешних консолях стабилизатора скосы потока, способствующие возрастанию момента на пикирование. Как показали эксперименты, при той же площади стабилизатора можно несколько улучшить зависимость т^а) и увеличить эффективность стабилизатора на таких углах атаки, образуя вырез в прикорневых сечениях и

наращивая площадь прикорневой области, которая из-за указанных выше скосов работает на больших углах атаки более эффективно (см. рис. 4, в — стабилизатор с «зубом»). В случае если поперечное сечение фюзеляжа имеет внизу острые углы или хромки с малым радиусом скругления (рис. 4, в), на них формируются еще и вихревые жгуты Г5, Г6. Эти вихревые жгуты в зависимости от типа аэродинамической компоновки'и углов атаки могут объединяться со жгутами Г^, Г2 или существовать отдельно от них. Индуктивное воздействие этих вихревых жгутов на стабилизатор аналогично описанному выше, и указанное наращивание площади приконцевых сечений в этом случае также эффективно. Такое увеличение площади приконцевых сечений стабилизатора, видимо, должно быть эффективным и в случае его применения совместно с указанными на рис. 4, б ребром или «зубом» на крыле, поскольку механизм воздействия вихревых жгутов Г2 на стабилизатор в данном случае аналогичен описанному выше.

Общеизвестно применение подфюзеляжных гребней в хвостовой части для увеличения демпфирования самолета относительно оси Оу и увеличения путевой статической устойчивости на больших углах атаки. Установка двух таких гребней по бокам фюзеляжа способствует еще и возрастанию момента на пикирование на больших углах атаки. Эксперименты показывают, что аналогичных эффектов на некоторых аэродинамических компоновках можно добиться также установкой в хвостовой части фюзеляжа даже сравнительно невысоких «ребрышек» (рис. 4, г). Возрастание момента на пикирование на больших углах атаки в этом случае происходит из-за возникновения отрыва потока на «ребрышках» и увеличения сопротивления хвостовой части фюзеляжа (имеется в виду при обтекании поперечного сечения фюзеляжа плоским потоком Кеша). Если на больших углах атаки необходимо увеличить момент на кабрирование, то нужного эффекта можно добиться установкой подобных «ребрышек» или поверхностей внизу в передней части фюзеляжа. Указанные на рис. 4, г «ребрышки» увеличивают также демпфирование вращения самолета относительно

осей Оу и Oz^

4. Методы повышения эффективности органов управления. Весьма важными являются и способы повышения эффективности органов управления на больших углах атаки, особенно для маневренного самолета. В ЦАГИ исследовались аэродинамические компоновки типа «утка» с прямой стреловидностью крыла по передней кромке, и было установлено, что при переходе к обратной стреловидности задней кромки крыла (с сохранением площадей рулевых поверхностей) эффективность элевонов по тангажу Атг и крену на больших

углах атаки может быть существенно увеличена (рис. 5, а). Улучшение характеристик Д/я^а) и Атхэ(а) на аэродинамической компоновке с

обратной стреловидностью задней кромки может быть объяснено меньшей зоной отрыва потока в приконцевых сечениях крыла и более поздним появлением взрыва вихревых жгутов.

Важнейшей задачей, направленной на улучшение аэродинамики самолета на больших углах атаки и в штопоре, является поиск методов повышения эффективности путевого управления. Характерной особенностью традиционных рулевых поверхностей, расположенных на вертикальном оперении, выполненном в виде одного или нескольких килей, установленных на верхних поверхностях фюзеляжа или консолей крыла (или таких цельноповоротных килей), является потеря эффективности управления по рысканию на достаточно больших углах атаки. Это связано с попаданием рулевых поверхностей в крупномасштабный отрывной вихревой след, идущий с консолей крыла, стабилизатора или фюзеляжа. Поэтому с целью уменьшения вредного влияния руля высоты (например, когда он является цельноповоротным, как это изображено на рис 5, б, или занимает значительную площадь стабилизатора) на вертикальное оперение и руль направления при больших углах атаки и в штопоре в ЦАГИ выработан специальный метод пилотирования. Он заключается в том, что для выхода из штопора рекомендуется «давать ручку на себя» вместо

в

МҐ а

Рис. 5

естественного для пилота движения «от себя». Эффективность такого метода объясняется тем, что вследствие реализации безотрывного обтекания руля высоты улучшается демпфирование по курсу, которое характеризуется производной »*“, где ю = оэ / 2У— безразмерная угловая скорость движения самолета, V— скорость полета, и возрастает эффективность руля направления Ату (рис. 5, б). Наряду с этим разработаны подкрыльевые и подфюзеляжные поворотные рулевые поверхности — гребни, которые могут создавать моменты рыскания вплоть до а * 90°.

Однако установка органов управления по рысканию в хвостовой части ЛА не является единственно возможным средством повышения эффективности управления. В частности, для управления по курсу возможно применение дифференциально отклоняемых консолей горизонтального оперения, расположенного в передней или задней части фюзеляжа. В этом случае управляющие моменты по рысканию создаются за счет интерференции консолей горизонтального оперения и фюзеляжа и реализации различных вихревых структур обтекания с правой и левой сторон фюзеляжа.

Как показали исследования, весьма эффективными являются отклоняемые поверхности, устанавливаемые в носовой части фюзеляжа самолета [3]. Однако применение рекомендованных в [3] органов управления на ряде ЛА затруднено из-за нарушения однородности радиопрозрачной части носового кока фюзеляжа. В ЦАГИ показана возможность использования достаточно малых поверхностей, которые не вызывают этих отрицательных эффектов. В частности, это описанный в п.1 ПВД-генератор вихрей, который может совершать поворот на некоторые углы относительно оси штанги ПВД. Как показали статические эксперименты, в результате перестроения вихревой структуры вблизи носовой части фюзеляжа с таким поворотным ПВД-генератором вихрей можно добиться заметного увеличения моментов управления по рысканию. Статические исследования, проведенные на модели самолета нормальной схемы с крылом прямой стреловидности, указывают на возможность использования для путевого управления выдвижных пластин, расположенных на некотором расстоянии от вершины носовой части фюзеляжа (рис. 5, в). В этом случае управляющий момент по курсу при а <, 25° оказывается меньшим, чем у исходного самолета с обычным рулем направления, но при а > 25° существенно его превосходит.

Можно отметить, что традиционные органы путевого управления, расположенные на килях, или поворотные подфюзеляжные 1ребни создают управляющий путевой момент посредством образования боковых сил, главным образом, собственно на этих поверхностях. Принцип образования управляющего путевого момента с помощью указанных выше сравнительно малых органов управления в носовой части фюзеляжа несколько иной. Собственно силы, образующиеся на этих поверхностях, весьма невелики, а управляющий момент создается, в основном, путем воздействия этих органов на вихревую структуру

обтекания и на характер ее перестроения (рис. 5, в). Поэтому времен-нбе запаздывание в образовании управляющих моментов после действия органов управления здесь может быть весьма значительным, и для каждой конкретной конструкции таких управляющих органов необходимо исследование переходных процессов образования этих моментов.

ЛИТЕРАТУРА

1. Вождаев Е. С., Головкин В. А., Головкин М. А., Горбань В. П., Симусева Е. В. Ликвидация «взрыва» вихрей на треугольном крыле с помощью выдува локальной струи в окрестность ядра вихря // Ученые записки ЦАГИ.— 1986. Т. 17, № 2.

2. Головкин В. А., Головкин М. А., Ефремов А. А.

Метод улучшения аэродинамических характеристик несущей поверхности // Ученые записки ЦАГИ.— 1996, данный номер.

3. Рао Д. М., Московнц К., Мерри Д. Г. Использование вихревой системы, генерируемой носовой частью фюзеляжа, для управления самолетом по рысканию на больших ушах атаки // Аэрокосмическая техника.— 1987, № 12.

4. Головкин М. А., Горбань В. П., Ефремов А. А., Симусева Е. В. Нестационарные явления в положении областей «взрывов» вихрей, образующихся в окрестности передних кромок треугольного крыла // Ученые записки ЦАГИ,— 1986. Т. 17, № 2.

5. Головкин М. А., Горбань В. П., Ефремов А. А., Симусева Е. В. Гистерезисные явления в положении областей «взрывов» вихрей при нестационарных движениях треугольного крыла // Труды ЦАГИ. —

1986. Вып. 2319.

6. Ван-Дайк. Альбом течений жидкости и газа. — М.: «Мир».—

1986.

Рукопись поступила 7/II1994 г.